張偉，由于，黃太譽，燕群，徐健

(中國飛機強度研究所航空發(fā)動機強度研究室，西安 710065)

航空發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子葉片作為關(guān)鍵熱鍛部件，長期工作于高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速的復(fù)雜環(huán)境下，葉片長時間受到多種載荷共同作用，嚴重影響航空發(fā)動機的使用壽命，尤其在航空發(fā)動機高推重比、高可靠性、長壽命的要求下，必須解決渦輪轉(zhuǎn)子葉片在復(fù)雜載荷耦合作用下的疲勞壽命，進行相應(yīng)的試驗驗證。

渦輪轉(zhuǎn)子葉片正常工作時受到的外部載荷主要包含：溫度載荷、離心載荷和振動載荷。溫度載荷主要影響葉片材料的力學(xué)性能，材料強度隨溫度升高而降低，塑性隨溫度升高而增加；隨著高溫承載時間的增加，材料會產(chǎn)生緩慢而連續(xù)的塑性變形，即材料會發(fā)生蠕變；同時，塑性會顯著下降，材料的缺口敏感性增加，斷裂往往呈現(xiàn)脆斷現(xiàn)象。葉片高速旋轉(zhuǎn)時，葉片自重在葉身展向會產(chǎn)生較大的離心力，該離心力的大小與葉片自重和轉(zhuǎn)速高低有關(guān)，轉(zhuǎn)速變化一般發(fā)生在發(fā)動機開車關(guān)車、飛機起降階段，頻率較低，所以該離心力載荷為低周載荷。葉片在渦輪內(nèi)部工作，會受到一定的氣動力和振動，在葉身法向會產(chǎn)生振動載荷，該振動載荷頻率較高，屬于高周載荷。渦輪轉(zhuǎn)子葉片在上述載荷共同作用下，極易產(chǎn)生蠕變-疲勞耦合失效[1]，直接影響航空發(fā)動機的使用壽命。據(jù)任軍針對提高渦輪葉片可靠性的問題，研究了渦輪葉片高低周復(fù)合疲勞機理并探索提高復(fù)合疲勞壽命的方法[2]。其中，對轉(zhuǎn)子葉片的復(fù)合疲勞壽命分析及試驗驗證顯得尤為重要。

渦輪轉(zhuǎn)子葉片的復(fù)雜載荷試驗技術(shù)方面，在國外，除Weser[3]在PREMECCY(predictive methods for the combined cycle fatigue in gas turbines)計劃中基于燃氣加熱裝置、拉伸疲勞試驗機和激振器開展了葉片模擬件在高溫氣流環(huán)境下高低周復(fù)合疲勞試驗技術(shù)研究之外，鮮有該方面試驗技術(shù)的公開報道。在國內(nèi)，北京航空航天大學(xué)基于疲勞試驗機和電磁激振器實現(xiàn)葉片離心載荷和振動載荷的加載，利用感應(yīng)加熱的方式實現(xiàn)溫度載荷的加載[4-5]。中國飛機強度研究所航空發(fā)動機強度研究室基于穆格控制器和液壓作動缸實現(xiàn)了離心載荷的獨立加載，基于電磁振動臺實現(xiàn)振動載荷的加載，采用內(nèi)外夾具嵌套的方法，實現(xiàn)了正交載荷的解耦，完成了某涵道尾槳的疲勞壽命測試，復(fù)現(xiàn)了涵道尾槳的疲勞損傷失效模式[6-9]。

為了研究渦輪轉(zhuǎn)子葉片典型結(jié)構(gòu)件在復(fù)雜載荷(高溫環(huán)境、離心載荷、氣動/噪聲振動載荷)共同作用下的疲勞壽命，需要開展基于模擬試驗件的耦合疲勞壽命試驗測試，以獲得模擬試驗件在復(fù)雜載荷環(huán)境下的疲勞壽命試驗數(shù)據(jù)，并開展預(yù)測結(jié)果與試驗結(jié)果的對比分析?；诖耍F(xiàn)主要針對高溫環(huán)境、低周拉伸載荷和高周振動載荷3種載荷形式，開展新形式的溫度載荷加載技術(shù)研究和高低周復(fù)合載荷試驗技術(shù)的研究，以期為航空發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子葉片的疲勞試驗設(shè)計提供實施方案。

1 試驗件及載荷

為了開展渦輪轉(zhuǎn)子葉片在溫度、低周離心載荷和高周循環(huán)載荷的共同作用下，轉(zhuǎn)子葉片的疲勞壽命，突破相關(guān)的驗證技術(shù)，需要開展渦輪轉(zhuǎn)子葉片的疲勞試驗。由于真實的渦輪轉(zhuǎn)子葉片加工難度大，工藝復(fù)雜度高，不易獲取，因此設(shè)計模擬件替代真實的渦輪轉(zhuǎn)子葉片，進行相關(guān)的試驗驗證。

渦輪轉(zhuǎn)子葉片模擬試驗件采用GH4133B高溫合金加工，試驗件全長200 mm，寬30 mm，厚2 mm；為了避免低周離心載荷施加導(dǎo)致的應(yīng)力集中，使得試驗件的破壞位置不在預(yù)期位置，對低周離心載荷施加端進行加厚處理，厚度增加至12 mm，中間進行半徑20 mm的圓角過渡；考核區(qū)域位于試驗件中部位置，并進行缺口處理，來模擬真實渦輪葉片的葉根部位，選取葉根部位的應(yīng)力集中系數(shù)為2，則缺口半徑為4 mm。模擬試驗件的示意圖如圖1所示。試驗件的加厚端開有一個直徑10 mm的銷控，用于低周離心載荷施加，另一端開兩個直徑10 mm的孔，用于試驗件和夾具的固支。

圖1 試驗件示意圖

渦輪轉(zhuǎn)子葉片正常工作時，處于高溫環(huán)境中的高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下，該狀態(tài)下，葉片受到的外部載荷主要包括溫度載荷、高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心載荷，和氣動/噪聲/振動等產(chǎn)生的高周循環(huán)載荷，這3種載荷共同作用于渦輪轉(zhuǎn)子葉片，是轉(zhuǎn)子葉片疲勞損傷的主要載荷來源。

當前航空發(fā)動機一級轉(zhuǎn)子葉片溫度可達1 100～1 200 ℃，基于熱傳導(dǎo)分析，葉片根部的溫度約在600 ℃，因此，本次試驗將選擇600 ℃作為模擬試驗件的試驗溫度。

低周離心載荷經(jīng)過計算，得到其最大值為21 kN，等效應(yīng)力為1 050 MPa；高周循環(huán)載荷幅值4.72 mm，等效應(yīng)力為350 MPa，載荷頻率為40 Hz，載荷時長20 s。因此作用于試驗件的載荷譜如圖2所示。

fH/fL為高低周載荷頻率；σH為高周循環(huán)載荷幅值；σLmin為低周循環(huán)最小應(yīng)力值；Δσmajor為低周循環(huán)載荷幅值；t為載荷時長

2 加載測試技術(shù)研究

本試驗需要對試驗件施加溫度載荷、低周離心載荷和高周振動載荷，該3種載荷需同時加載，并且由于試驗件尺寸較小，可用空間有限，因此需充分考慮載荷加載方式。最終采用的整體加載方案如圖3所示。由電磁感應(yīng)加熱裝置實現(xiàn)溫度載荷的加載，由液壓作動缸實現(xiàn)試驗件低周離心載荷的施加，由電磁振動臺實現(xiàn)試驗件高周振動載荷的加載，基于軸承機構(gòu)實現(xiàn)試驗件離心載荷和振動載荷的解耦。

圖3 整體加載方案示意圖

2.1 溫度載荷加載

感應(yīng)加熱[10-11]過程就是磁、電、熱3種能量的轉(zhuǎn)化過程。當給感應(yīng)線圈通以交變的電流后，在線圈內(nèi)外產(chǎn)生交變的磁場，當被加熱試驗件切割磁力線時，會產(chǎn)生感應(yīng)電動勢，通過閉合回路感應(yīng)電動勢又會產(chǎn)生電流，即渦流，渦流產(chǎn)生焦耳熱，從而達到加熱的目的。感應(yīng)加熱的原理圖如圖4所示。

圖4 感應(yīng)加熱原理

感應(yīng)電動勢E可通過式(1)來計算，所產(chǎn)生的焦耳熱Q可用式(2)計算。

(1)

式(1)中：E為感應(yīng)電動勢；N為感應(yīng)加熱線圈匝數(shù)；dφ/dt為每秒穿過閉合回路內(nèi)磁力線的變化。

Q=I2Rt

(2)

式(2)中：Q為產(chǎn)生的熱量；I為感應(yīng)電流；R為電阻；t為加熱時間。

電磁感應(yīng)加熱系統(tǒng)主要包括高頻振蕩電路模塊和感應(yīng)線圈。高頻振蕩電路模塊將直流電源的電流調(diào)制為高頻交流電，輸出至感應(yīng)線圈；感應(yīng)線圈產(chǎn)生高頻、高強度的交變磁場；當試驗件處于該磁場時，會產(chǎn)生渦流，從而達到加熱試驗件的目的。

試驗時，將感應(yīng)線圈固定至高頻振蕩電路模塊輸出端，同時輔以水冷設(shè)備，對感應(yīng)線圈進行冷卻保護；在試驗件考核區(qū)域焊接K型熱電偶，采集試驗件的溫度，通過調(diào)節(jié)直流電源的輸出功率，從而達到調(diào)節(jié)試驗件的溫度的目的。感應(yīng)加熱實物如圖5所示。

圖5 感應(yīng)加熱實物

本次試驗溫度為600 ℃，經(jīng)過測試，感應(yīng)加熱系統(tǒng)可以滿足試驗要求，試驗件考核部位的溫度載荷加載準確，溫度恒定，無明顯波動。

2.2 低周載荷加載

穆格協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)是廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的加載測試系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用直接數(shù)字閉環(huán)控制(direct digital closed loop control，DDC)，具有手動/自動兩種引入前饋的比例、積分、微分調(diào)諧方式；采用動/靜踏步法、相位補償和峰谷值補償?shù)确椒▽崿F(xiàn)多通道的同步協(xié)調(diào)，搭配高分辨率的系統(tǒng)硬件，可實現(xiàn)靜態(tài)載荷誤差0.1%滿量程(full sale,F.S)，系統(tǒng)加載頻率100 Hz的載荷加載。單通道的獨立閉環(huán)控制原理如圖6所示。

圖6 穆格單通道閉環(huán)控制原理

低周離心載荷由穆格協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)、力載荷傳感器、液壓作動缸組成的閉環(huán)控制系統(tǒng)進行加載，充分保證離心載荷加載的精準性。

低周離心載荷加載如圖7所示。離心載荷傳遞路線為：試驗件—離心載荷加載銷釘—內(nèi)夾具—內(nèi)夾具軸心—軸承—外夾具—作動缸加載接頭。在連接支架上開槽，將內(nèi)夾具軸心安裝于軸心座中，保證在離心載荷和振動載荷加載過程中的穩(wěn)定性。同時，采取軸承機構(gòu)傳遞離心載荷，實現(xiàn)了離心載荷和振動載荷的解耦，從而保證振動載荷加載的可行性和離心載荷控制的穩(wěn)定性。

圖7 低周載荷加載示意圖

經(jīng)過調(diào)試，試驗結(jié)果表明，低周離心載荷加載準確、快速、平穩(wěn)，滿足試驗要求。

2.3 高周載荷加載

電磁振動臺的工作原理就是電磁感應(yīng)原理。振動臺的活動部分即動圈，當動圈的線圈通過電流時，根據(jù)“弗萊明”左手定律，帶有電流的線圈在恒定磁場中(由振動臺的勵磁線圈產(chǎn)生)將會產(chǎn)生運動，推動動圈和臺面運動，從而產(chǎn)生激振力；改變動圈電流的大小和方向，即可改變激振力的大小和臺面運動的方向。

當驅(qū)動線圈通過交流電流i=Imsinωt時，由于磁場作用，在驅(qū)動線圈上就產(chǎn)生電磁感應(yīng)力F，感應(yīng)力F的大小為

F=BLImsinωt

(3)

式(3)中：B為空氣氣隙中的磁感應(yīng)強度；L為驅(qū)動線圈導(dǎo)線的有效長度；Im為驅(qū)動線圈中的電流幅值；ω為驅(qū)動交流電流的圓頻率。

因此，改變驅(qū)動交流電流的大小和頻率，就能改變振動臺的振動幅值大小和振動頻率。

高周振動載荷采用電磁振動臺進行加載，由粘貼在夾具上的加速度傳感器、振動控制儀和電磁振動臺，構(gòu)成的閉環(huán)控制系統(tǒng)，采用位移控制的方式，可以準確控制試驗件的位移響應(yīng)。高周振動載荷加載如圖8所示。振動載荷傳遞路徑為：試驗件—內(nèi)夾具—連接螺栓—桿端球鉸軸承—轉(zhuǎn)接夾具—直線滑軌—轉(zhuǎn)接夾具—電磁振動臺。在振動載荷加載時，由電磁振動臺施加振動載荷,使得內(nèi)夾具和結(jié)構(gòu)件可以繞內(nèi)夾具軸心往復(fù)運動，從而施加振動載荷。其中，結(jié)構(gòu)件缺口倒圓位置通過內(nèi)夾具軸心連線，以保證結(jié)構(gòu)件振動載荷受載部位處于損傷考核區(qū)域。

圖8 高周載荷加載示意圖

2.4 高低周同步協(xié)調(diào)

高周載荷和低周載荷的同步協(xié)調(diào)加載，通過外部觸發(fā)的同步信號來實現(xiàn)。具體如下：①振動控制儀的輔助輸出端在開始加載時，輸出一個相同加載頻率的電壓信號；②高低電平觸發(fā)繼電器接收此電壓信號，轉(zhuǎn)換為通斷數(shù)字信號；③穆格協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)的數(shù)字輸入端收來自繼電器的通斷數(shù)字信號，自動判斷是否執(zhí)行自定義的腳本，自動按程序執(zhí)行低周載荷的加載。

通過測試，同步觸發(fā)的時間小于0.5 s，證明該方法切實可行，可以實現(xiàn)兩種載荷的同步協(xié)調(diào)加載。

3 試驗及結(jié)果

3.1 同步協(xié)調(diào)加載試驗

試驗系統(tǒng)主要包括三部分：溫度加載控制系統(tǒng)、低周載荷加載控制系統(tǒng)、高周載荷加載控制系統(tǒng)，系統(tǒng)的組成如圖9所示。按照圖9所示的試驗系統(tǒng)示意圖，完成試驗系統(tǒng)的搭建，搭建完畢后，即可按照試驗要求和程序開展正式的高溫高低周復(fù)合載荷疲勞試驗。

圖9 試驗系統(tǒng)示意圖

試驗載荷加載流程如下：①進行溫度載荷加載，使試驗件考核區(qū)域溫度達到試驗要求的溫度；②將低周載荷加載至初始狀態(tài)并保持，等待同步觸發(fā)信號的觸發(fā)；③開始高周載荷的加載，同時，輸出同步觸發(fā)信號；④穆格協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)接收到同步觸發(fā)信號，按照既定程序完成一個周期的低周載荷加載；⑤一個試驗周期結(jié)束，高周載荷停止，低周載荷回到初始狀態(tài)；⑥系統(tǒng)按照相應(yīng)的判斷條件判斷是否繼續(xù)進行試驗，或者停止試驗。

試驗加載流程如圖10所示。

圖10 試驗加載流程圖

3.2 溫度加載結(jié)果

本次試驗中，溫度載荷為恒定載荷，溫度600 ℃。隨機選取某件試驗件的溫度載荷數(shù)據(jù)，如圖11所示。從加載結(jié)果可以看出，整個試驗過程中，試驗件溫度上升迅速，考核區(qū)域溫度穩(wěn)定，無明顯波動，滿足試驗的要求。

圖11 溫度載荷加載結(jié)果

3.3 低周載荷加載結(jié)果

選擇任意一個低周離心載荷加載控制曲線，如圖12所示，加載誤差如圖13所示。

從圖12和圖13中可以看出，在單獨施加低周載荷時，加載準確，控制誤差很?。划?shù)椭茌d荷加載至目標值，開始施加高周載荷時，隨著高周載荷量值的增加，低周載荷的加載控制誤差也逐漸增大；當高周載荷量值達到100%時，低周載荷加載誤差隨之達到一個相對穩(wěn)定的范圍之內(nèi)，誤差值均小于5%，滿足試驗的加載精度要求。

圖12 低周載荷加載結(jié)果

圖13 低周載荷加載誤差

經(jīng)過分析，引起低周載荷加載誤差的主要原因如下。

(1)高周載荷的加載幅值較大，頻率較高，其振動通過試驗件和夾具，對低周載荷的加載產(chǎn)生了影響。

(2)液壓作動缸為靜態(tài)作動缸，其頻響特性較低，對受到的高周振動載荷的影響，調(diào)節(jié)能力有限。

(3)夾具雖然完成了高周載荷、低周載荷的解耦及單獨加載，但高周振動載荷幅值較大，導(dǎo)致內(nèi)外夾具產(chǎn)生一個相同頻率的振動，進而影響到低周載荷的加載。后續(xù)應(yīng)充分考慮內(nèi)外夾具之間的隔振措施及效果。

3.4 高周載荷加載結(jié)果

高周振動載荷的加載，以經(jīng)過標定后的位移為控制對象，進行閉環(huán)控制加載。其中，2#為粘貼于振動臺臺面的加速度傳感器，4#為粘貼于試驗件頂部的加速度傳感器。隨機選取某時刻的加載控制結(jié)果進行分析，可以得出以下結(jié)論：①試驗過程中，振動臺面的位移為11.43 mm，試驗件頂部的位移為9.44 mm，試驗加載頻率40 Hz，與試驗要求的載荷一致；②2#加速度傳感器為標準的正弦波，反饋曲線光滑，表明振動臺工作正常；③4#傳感器整體為正弦，但反饋曲線不光滑，存在小幅值波動，表明試驗件在受載產(chǎn)生位移時，存在小的波動；④高周載荷加載精度滿足試驗要求。

經(jīng)過分析，引起試驗件位移產(chǎn)生波動的原因是安裝間隙，包括：①試驗件與內(nèi)夾具之間的安裝間隙；②內(nèi)夾具與球鉸接頭之間的間隙；③水平滑軌與轉(zhuǎn)接夾具之間的間隙。

經(jīng)過試驗，模擬試驗件的疲勞損傷狀態(tài)如圖14所示，在預(yù)設(shè)的缺口部位發(fā)生疲勞損傷斷裂，與理論分析的結(jié)果一致，充分驗證了試驗方法的正確性和有效性，為航空發(fā)動機熱端部件的多場耦合疲勞試驗驗證提供了一定的技術(shù)途徑和經(jīng)驗積累。

4 結(jié)論

針對渦輪轉(zhuǎn)子葉片在高溫、高周/低周載荷共同作用下的疲勞壽命試驗，開展了高溫高低周復(fù)合載荷疲勞試驗技術(shù)研究，突破了電磁感應(yīng)加熱試驗技術(shù)、高低周復(fù)合載荷同步加載技術(shù)、正交載荷機械解耦技術(shù)，并基于模擬試驗件進行了試驗驗證，試驗結(jié)果表明，電磁感應(yīng)加熱技術(shù)溫度加載準確，高低周復(fù)合載荷可同步協(xié)調(diào)加載，載荷解耦方法正確，證明了該試驗技術(shù)的正確性。本試驗技術(shù)具有以下優(yōu)點：①相比傳統(tǒng)的熱輻射加熱技術(shù)，電磁感應(yīng)加熱技術(shù)加熱速度更快，加熱效率高，易操作，無污染，可隨時觀察試驗件的狀態(tài)；②低周載荷的液壓加載技術(shù)、高周載荷的電磁振動臺加載技術(shù)均為常用的試驗加載技術(shù)，成熟度高，無技術(shù)風(fēng)險；③高周、低周載荷可通過同步信號實現(xiàn)同步協(xié)調(diào)加載，同步時間小于0.5 s；④該試驗方法可應(yīng)用于同類高溫高低周復(fù)合載荷試驗。

后續(xù)將進一步對正交載荷的解耦隔振技術(shù)和夾具設(shè)計進行研究，實現(xiàn)兩種載荷的加載互不干擾，進一步提高載荷加載的準確度。