趙鑫 劉宗暉

摘 要：為了研究含表面缺陷的典型鈦合金離心葉輪的裂紋擴展規(guī)律，在某渦軸發(fā)動機離心葉輪上預(yù)制表面裂紋并進行低循環(huán)疲勞壽命試驗。試驗結(jié)果表明，第一階段預(yù)制的平行于最大周向應(yīng)力的周向裂紋A.a在試驗進行到第二階段才完全沿軸向裂開，第二階段預(yù)制的垂直于最大主應(yīng)力方向的軸向裂紋B產(chǎn)生的自然萌生的裂紋長度已達7.52mm?？梢哉J(rèn)為，輪盤中心孔位置的垂直于最大主應(yīng)力方向的軸向裂紋最易擴展。根據(jù)斷口的定量分析，繪制da/dN曲線，可以預(yù)估含表面缺陷的典型鈦合金離心葉輪裂紋擴展壽命，為其損傷容限設(shè)計提供參考。

關(guān)鍵詞：渦軸發(fā)動機;表面缺陷;裂紋擴展;損傷容限

中圖分類號：TG174 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1671-2064（2020）08-0065-04

在航空發(fā)動機適航技術(shù)研究中，將其失效能夠引起發(fā)動機危害性影響的部件定義為發(fā)動機壽命限制件，如旋轉(zhuǎn)輪盤等，設(shè)計中主要通過降低壽命限制件的失效概率來提高整機的安全性[1]。CCAR-33-R2第33.70條明確規(guī)定，申請人必須進行適當(dāng)?shù)膿p傷容限評估，以確定在零件的批準(zhǔn)壽命期內(nèi)，由于材料、制造和使用引起的缺陷導(dǎo)致的潛在失效。

目前，在軍用航空發(fā)動機方面，壽命限制件的確定性損傷容限設(shè)計有一定的基礎(chǔ)，但尚不能有效、全面支撐在研、現(xiàn)役發(fā)動機的發(fā)展，也無法轉(zhuǎn)化到民用發(fā)動機上[2];而民用發(fā)動機研制尚屬起步階段，缺少設(shè)計與審定經(jīng)驗?？傮w上來說，國內(nèi)尚無形成一套系統(tǒng)、全面的概率風(fēng)險評估設(shè)計體系，也沒有相應(yīng)的軟件工具和數(shù)據(jù)庫支持，嚴(yán)重影響和制約著我國民用航空發(fā)動機的設(shè)計、試驗驗證、適航取證等方面發(fā)展。此外，由于我國的民用航空發(fā)動機適航規(guī)章已升級為CCAR-33-R2版，其中增加了CCAR 33.70發(fā)動機限壽件條款，故需增加壽命期內(nèi)失效概率評估等新的技術(shù)手段以滿足適航要求。

為了研究含表面缺陷的裂紋擴展規(guī)律，本文在離心葉輪表面預(yù)制裂紋，進行低循環(huán)疲勞試驗，試驗得到的數(shù)據(jù)可為損傷容限設(shè)計提供參考。

1 裂紋預(yù)制方法

預(yù)制裂紋采用電火花加工?？紤]到無損檢測的精度，初始裂紋長度為0.72mm。裂紋形貌為半橢圓形。

1.1 裂紋預(yù)制原則

裂紋擴展試驗中選取能夠使裂紋擴展速率最快的部位及開裂方向進行初始裂紋預(yù)制。

1.2 裂紋預(yù)制位置及方向選取

圖1為離心葉輪起飛狀態(tài)徑向應(yīng)力與周向應(yīng)力分布圖，最大徑向應(yīng)力位置及最大周向應(yīng)力位置如圖1所示。

按照初始裂紋預(yù)制原則，如圖2所示，在最大徑向應(yīng)力位置布置垂直于徑向應(yīng)力方向的初始裂紋，在最大周向應(yīng)力位置布置垂直于周向應(yīng)力方向的初始裂紋。

2 試驗結(jié)果

2.1 試驗第一階段

2.1.1初始裂紋數(shù)量及分布

根據(jù)裂紋預(yù)制方法，初始裂紋在離心葉輪上的具體分布情況如圖3所示（紅點位置），裂紋預(yù)制位置對應(yīng)1.2節(jié)中指出的兩個高應(yīng)力點，為減小兩條預(yù)制裂紋之間的相互干擾，兩條裂紋相互錯開。由于預(yù)制裂紋過程中，最大周向應(yīng)力位置布置垂直于周向應(yīng)力方向的初始裂紋A.a的裂紋方向?qū)嶋H是與最大周向應(yīng)力方向平行，因此不易擴展，僅用于考察初始缺陷形式對裂紋萌生及擴展的影響。

2.1.2試驗情況

被試品試驗到3000次、6000次、9000次、12000次和12518次裂紋擴展試驗后停止試驗。完成每個階段裂紋擴展試驗后，將被試品與轉(zhuǎn)接段進行分解，用體視鏡對被試品的預(yù)制裂紋進行檢查，檢查情況見表1。

綜合各循環(huán)次數(shù)與預(yù)制裂紋檢查結(jié)果，考慮到計量誤差，兩個位置的預(yù)制裂紋幾乎沒有擴展。

2.2試驗第二階段

完成試驗第一階段12518次循環(huán)后，經(jīng)計量檢測，第一階段預(yù)制的裂紋A.a和A.B尚未發(fā)現(xiàn)擴展。因此，在原內(nèi)孔裂紋的180°方向重新預(yù)制了一條更易擴展的軸向方向的裂紋B（垂直于最大主應(yīng)力方向），見圖4，用于開展第二階段的試驗。

試驗循環(huán)數(shù)從0開始計算，試驗進行至（19500～19971）次階段，臨界轉(zhuǎn)速下振動位移由150μm增加至200μm，試驗停止。

將被試品與轉(zhuǎn)接段進行分解，用體視鏡對被試品的預(yù)制裂紋進行檢查，檢查結(jié)果見圖5～圖6，第一階段預(yù)制的周向裂紋A.a已經(jīng)自然萌生裂紋，且完全沿軸向方裂開，第二階段預(yù)制的軸向裂紋B也產(chǎn)生自然萌生裂紋，且已產(chǎn)生較大裂紋長度，長為7.52mm。

3斷口分析

周向裂紋A.a斷面打開后宏觀形貌見圖7a。斷面呈典型的扇形形貌，擴展棱線清晰，裂紋從萌生到停車狀態(tài)所經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)定量方向見圖中箭頭指示。體視顯微鏡下源區(qū)放大形貌見圖7b，可明顯看到擴展棱線收斂于電火花預(yù)置缺陷的邊界;周向缺陷電火花加工痕跡為兩次，第二次比第一次深，位置稍有錯動。

軸向裂紋B斷面打開后，裂紋從萌生到停車狀態(tài)所經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)定量方向見圖中箭頭指示。斷面呈典型的扇形形貌，擴展棱線清晰。體視顯微鏡下形貌見圖8a，源區(qū)放大形貌見圖8b，可明顯看到擴展棱線收斂于電火花預(yù)置缺陷的邊界。

將周向缺陷和軸向缺陷裂紋斷口用酒精做超聲波清洗后，放入掃描電鏡觀察并進行疲勞區(qū)裂紋擴展壽命定量計算。

周向缺陷裂紋斷面形貌見圖9，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷;電火花加工痕跡為兩次，第二次比第一次深，位置稍有錯動;第二次脈沖預(yù)制的裂紋孔內(nèi)可見微裂紋。斷面未見冶金缺陷。

軸向缺陷裂紋斷面形貌見圖10，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷，電火花預(yù)制裂紋孔內(nèi)可見微裂紋，斷面未見冶金缺陷。

缺陷為電火花切割的線性缺陷，故認(rèn)定其斷口的疲勞擴展在缺陷邊界是等壽命的，且疲勞擴展過程中同一條擴展弧線上的壽命是等同的，故本文選擇預(yù)置缺陷邊界為測定起點，連續(xù)測量裂紋沿著盤體縱向擴展的疲勞條帶間距和距離源區(qū)邊界的距離，定量的方向見圖7a、圖8a。

疲勞擴展壽命是斷面疲勞條帶數(shù)量總和，對應(yīng)每一次裂紋張開和閉合;與試驗載荷譜的循環(huán)次數(shù)不一定有直接對應(yīng)關(guān)系。

采用列表梯形法[3]，即下面公式（1），對斷面疲勞裂紋所經(jīng)歷的擴展壽命進行定量分析計算。從預(yù)置缺陷的邊緣開始，在擴展區(qū)內(nèi)沿著盤體縱向?qū)ζ跅l帶間距逐點進行測定。

將周向缺陷疲勞條帶測定的數(shù)據(jù)和計算數(shù)據(jù)列入表2;得到裂紋在該方向的裂紋擴展速率da/dN與距斷口源區(qū)裂紋長度a的關(guān)系圖見圖11，利用公式（1）計算周向裂紋在該方向的疲勞擴展壽命ΣNn為15743次循環(huán)。

將軸向缺陷疲勞條帶測定的數(shù)據(jù)和計算數(shù)據(jù)列入表3;得到裂紋在該方向的裂紋擴展速率da/dN與距斷口源區(qū)裂紋長度a的關(guān)系見圖12，利用公式（1）計算軸向裂紋在該方向的疲勞擴展壽命ΣNn為10688次循環(huán)。

4 結(jié)論

（1）輪盤中心孔位置的垂直于最大主應(yīng)力方向的軸向裂紋最易擴展;

（2）檢測表面裂紋長度，根據(jù)da/dN曲線可以判斷典型鈦合金離心葉輪裂紋擴展速率，預(yù)估典型鈦合金離心葉輪裂紋擴展壽命;

（3）通過試驗器監(jiān)測系統(tǒng)，監(jiān)測臨界轉(zhuǎn)速下的振動位移是否產(chǎn)生穩(wěn)定的變化，可判斷典型鈦合金離心葉輪是否有裂紋。

參考文獻

[1] Song X，Sarkar P，Veronesi W.Virtual Inspection：Optimum Sample Size for POD Experiment[J].Quality Engineering，2002，14（4）：623-644.

[2] 航空航天工業(yè)部科學(xué)技術(shù)研究院譯.《美國空軍損傷容限設(shè)計手冊》[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1989.

[3] 馮振宇，李振興.基于可靠性的裂紋檢出概率曲線測定方法[J].無損檢測，2010，32（4）：249-252.