橋式試件微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)與試驗(yàn)研究

潘容，崔海濤，杜文軍

橋式試件微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)與試驗(yàn)研究

潘容1，崔海濤2，杜文軍1

(1.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500；
2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇南京210016)

對(duì)鈦合金橋式試件進(jìn)行數(shù)值分析與微動(dòng)疲勞試驗(yàn)研究，提出了用MSWT參數(shù)預(yù)測(cè)裂紋萌生位置的方法和基于MSWT參數(shù)的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。試驗(yàn)結(jié)果與斷口分析表明：疲勞裂紋出現(xiàn)在微動(dòng)試件的接觸區(qū)邊緣，與MSWT參數(shù)預(yù)測(cè)的裂紋萌生位置一致。利用橋式試件的微動(dòng)疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，獲得了壽命預(yù)測(cè)模型中的相關(guān)參數(shù)，并采用相關(guān)文獻(xiàn)中燕尾榫連接結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)該預(yù)測(cè)模型進(jìn)行了驗(yàn)證。

MSWT參數(shù)；裂紋位置；壽命；鈦合金

11 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)上相當(dāng)多的構(gòu)件(如壓氣機(jī)/渦輪的榫連接、盤軸安裝邊連接等)都存在著微動(dòng)磨損，且因微動(dòng)磨損引發(fā)的構(gòu)件疲勞斷裂事故多次發(fā)生。因此，在設(shè)計(jì)這些關(guān)鍵件時(shí)，其微動(dòng)疲勞失效受到廣泛重視。航空發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇/壓氣機(jī)盤和葉片通常采用鈦合金制造，而鈦合金對(duì)微動(dòng)疲勞很敏感，極易發(fā)生微動(dòng)疲勞失效事故。因此，針對(duì)長(zhǎng)壽命、多次重復(fù)使用的航空動(dòng)力裝置，研究其易發(fā)生微動(dòng)疲勞損壞的結(jié)構(gòu)并采取相應(yīng)的抗疲勞措施，對(duì)保障飛行安全十分重要。英、美等國(guó)從20世紀(jì)中葉開始研究微動(dòng)磨損并提出了一系列理論。隨著分析、測(cè)試技術(shù)的發(fā)展，人們不斷揭示出微動(dòng)運(yùn)行機(jī)制和損傷機(jī)制之間的內(nèi)在規(guī)律。國(guó)內(nèi)北京航空航天大學(xué)主要研究了鈦合金在常溫、高溫下的微動(dòng)疲勞及其防護(hù)工藝，南京航空航天大學(xué)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片和輪盤榫連接結(jié)構(gòu)也進(jìn)行了微動(dòng)疲勞研究。

本文對(duì)鈦合金橋式試件進(jìn)行了微動(dòng)疲勞理論分析與試驗(yàn)研究，提出了用MSWT參數(shù)預(yù)測(cè)裂紋萌生位置的方法，并驗(yàn)證了基于MSWT參數(shù)的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，可為航空發(fā)動(dòng)機(jī)中榫連接等接觸結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計(jì)與故障分析提供技術(shù)儲(chǔ)備。

2 橋式試件的微動(dòng)參數(shù)

橋式試件主要針對(duì)燕尾榫連接接觸疲勞進(jìn)行模擬，其中微動(dòng)試件模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作葉片榫頭，微動(dòng)墊模擬發(fā)動(dòng)機(jī)輪盤榫槽，如圖1所示。微動(dòng)試件為普通疲勞試件，其中間兩面分別放置微動(dòng)墊。試驗(yàn)時(shí)微動(dòng)試件承受一交變載荷(軸向載荷F)，微動(dòng)墊在法向載荷(法向力P)作用下緊壓在微動(dòng)試件表面，從而使微動(dòng)試件和微動(dòng)墊在接觸區(qū)域發(fā)生微動(dòng)，同時(shí)產(chǎn)生摩擦力(剪切力Q)。

圖1 橋式試件結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Bridge-like specimen configuration

2.1 試驗(yàn)件及試驗(yàn)載荷

微動(dòng)試件和微動(dòng)墊的材料均為鈦合金TC11，密度為4.48 g/cm3，室溫下的材料性能[1]為：彈性模量E=120 GPa，泊松比μ=0.3，拉伸強(qiáng)度σb＝1 130 MPa，屈服強(qiáng)度σ0.2＝866 MPa。微動(dòng)試件和微動(dòng)墊的幾何尺寸如圖2所示。

圖2 橋式試件幾何尺寸(mm)Fig.2 The size of bridge-like specimen

試驗(yàn)載荷狀態(tài)水平和試驗(yàn)件數(shù)量見表1，其中軸向施加載荷比R=0.1的低周載荷。

表1 試件數(shù)量和試驗(yàn)載荷水平Table 1 Specimen amount and test loading

2.2 微動(dòng)參數(shù)分析

微動(dòng)試件及微動(dòng)墊的有限元模型如圖3所示，單元為帶厚度的8節(jié)點(diǎn)四邊形單元PLANE82。選擇目標(biāo)單元TARGE169和接觸單元CONTA172在接觸面上建立接觸對(duì)，施加約束和載荷進(jìn)行求解。

圖3 有限元模型Fig.3 Finite element model

模擬試驗(yàn)狀態(tài)3的載荷，有限元分析時(shí)在微動(dòng)墊頂部均布法向載荷，在微動(dòng)試件一端均布軸向載荷，另一端固支。接觸區(qū)域微動(dòng)墊網(wǎng)格單元長(zhǎng)50 μm，微動(dòng)試件網(wǎng)格單元長(zhǎng)40 μm，摩擦系數(shù)取0.5。微動(dòng)接觸副在試驗(yàn)狀態(tài)3下的應(yīng)力分布如圖4、圖5所示。

由圖4可見，接觸區(qū)最大等效應(yīng)力為871 MPa，主要由法向載荷傳遞到微動(dòng)試件上引起，出現(xiàn)在接觸區(qū)兩邊緣，距接觸中心約2.56 mm。最大接觸壓力位置(見圖5)與最大等效應(yīng)力的一致，以接觸中心為對(duì)稱點(diǎn)沿整個(gè)接觸區(qū)域呈馬鞍型對(duì)稱分布，兩邊高、中間低。

根據(jù)臨界面法[2]得出試驗(yàn)狀態(tài)3下MSWT參數(shù)在接觸區(qū)的分布示意圖(如圖6)，MSWT參數(shù)的表達(dá)式[2]為：

圖4 P=8 kN、F=30 kN時(shí)等效應(yīng)力圖(MPa)Fig.4 Von Mises stress(P=8 kN,F=30 kN,MPa)

圖5 P=8 kN、F=30 kN時(shí)擠壓應(yīng)力云圖(MPa)Fig.5 Contour of pressurization stress(P=8 kN,F=30 kN,MPa)

圖6 MSWT參數(shù)在接觸區(qū)域的分布規(guī)律Fig.6 Curve of MSWT parameter in contact region

式中：σmax為峰值載荷下接觸區(qū)某節(jié)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的最大等效應(yīng)力；σmin為谷值載荷下接觸區(qū)同一節(jié)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的最小等效應(yīng)力；Δεa為循環(huán)應(yīng)變幅；m為材料參數(shù)[3]，對(duì)于鈦合金，m取0.45。

從圖6中可知，橋式試件接觸區(qū)域的微動(dòng)參數(shù)與等效應(yīng)力的分布規(guī)律也一致，在接觸區(qū)兩邊緣最大，此處可能為裂紋萌生位置。本文對(duì)TC11/TC11接觸副在其余7種微動(dòng)疲勞試驗(yàn)狀態(tài)下也進(jìn)行了數(shù)值分析，表2為8種狀態(tài)下接觸區(qū)MSWT參數(shù)的最大值，各狀態(tài)下參數(shù)最大值均出現(xiàn)在接觸區(qū)邊緣。

表2 各試驗(yàn)狀態(tài)的MSWT參數(shù)最大值Table 2 The maximum of MSWT at various test conditions

3 橋式試件微動(dòng)疲勞試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)原理

微動(dòng)疲勞試驗(yàn)的加載方案[4]如圖7所示。整個(gè)機(jī)械部分通過前后左右4塊連接角鐵依托在SDS50型電液伺服動(dòng)靜萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)的兩側(cè)立柱上，微動(dòng)試件裝夾在試驗(yàn)機(jī)夾頭中。微動(dòng)墊裝夾在微動(dòng)墊夾持器中，在微動(dòng)試件的左右側(cè)各布置一個(gè)。夾持器底座通過螺栓連接在橫向加載裝置平臺(tái)上，與整個(gè)加載裝置形成整體，保證微動(dòng)墊夾持緊固。試驗(yàn)時(shí)，液壓缸兩側(cè)的活塞桿伸出壓緊微動(dòng)墊夾持器，使微動(dòng)墊頂緊在試驗(yàn)機(jī)上，實(shí)現(xiàn)法向載荷加載。

圖7 加載設(shè)備Fig.7 Loading equipment

3.2 試驗(yàn)結(jié)果

共完成了8種狀態(tài)、23套試件的微動(dòng)疲勞試驗(yàn)。微動(dòng)疲勞壽命是根據(jù)目視可見裂紋(一般長(zhǎng)度為1～2 mm)即停止試驗(yàn)的循環(huán)數(shù)。裂紋均出現(xiàn)在微動(dòng)試件上的接觸區(qū)邊緣，試件的裂紋位置如圖8、圖9所示。

圖8 疲勞裂紋位置示意圖Fig.8 Fatigue crack location

圖9 微動(dòng)試件斷裂照片F(xiàn)ig.9 The photo of fretting specimen fracture

結(jié)合前文數(shù)值分析結(jié)果及試驗(yàn)表明，MSWT參數(shù)預(yù)測(cè)的裂紋萌生位置與試驗(yàn)中觀測(cè)到的裂紋位置(即接觸邊緣附近)基本一致，采用MSWT參數(shù)可有效預(yù)測(cè)裂紋的萌生位置。表3給出了各試驗(yàn)狀態(tài)下的微動(dòng)疲勞平均試驗(yàn)壽命，圖10為根據(jù)表3中數(shù)據(jù)作出的微動(dòng)疲勞試驗(yàn)壽命與載荷的關(guān)系曲線。從圖10(a)可以看出，軸向載荷為30 kN時(shí)，隨著法向載荷的增加，微動(dòng)疲勞壽命先減小后增加，這可能是由于單種載荷下的試樣數(shù)偏少、疲勞壽命分散度偏大所致；軸向載荷為40 kN時(shí)，隨著法向載荷的增加，微動(dòng)疲勞壽命逐漸減小且變化速率相對(duì)于軸向載荷為30 kN時(shí)更快。從圖10(b)可以看出，在相同的法向載荷作用下，隨著軸向載荷的增加，微動(dòng)疲勞壽命減小，且法向載荷越大，微動(dòng)疲勞壽命隨軸向載荷的增加減小得越快。

表3 各試驗(yàn)狀態(tài)下的微動(dòng)疲勞平均試驗(yàn)壽命Table 3 The average fretting fatigue life at various test conditions

圖10 微動(dòng)疲勞壽命與載荷的關(guān)系曲線Fig.10 Curve of fretting fatigue life vs loading

3.3 斷口分析

橋式微動(dòng)疲勞試驗(yàn)的裂紋均出現(xiàn)在微動(dòng)試件上(如圖8、圖9所示)，而微動(dòng)墊由于剛性較大沒有出現(xiàn)裂紋。試驗(yàn)過程中，由于微動(dòng)試件和微動(dòng)墊之間的摩擦，引起材料表面摩擦系數(shù)、表面粗糙度等物理特性發(fā)生變化，微動(dòng)作用造成微動(dòng)墊接觸區(qū)材料出現(xiàn)掉屑和剝落現(xiàn)象。對(duì)法向載荷為8 kN、軸向載荷分別為30 kN和40 kN的2根試樣拉斷后進(jìn)行斷口對(duì)比。將試件裂紋萌生位置置于最下方，對(duì)斷口進(jìn)行顯微拍照，同時(shí)拍攝相應(yīng)區(qū)域的斷口特征，照片如圖11、圖12所示。

圖11 裂紋萌生區(qū)域Fig.11 Crack initiation region

圖12 裂紋擴(kuò)展區(qū)域Fig.12 Crack propagation region

目視裂紋萌生區(qū)域可以發(fā)現(xiàn)，疲勞源區(qū)斷口形貌比較平坦、光亮，且呈半圓形或半橢圓形，長(zhǎng)度約2 mm，與試驗(yàn)的停止條件(目視觀測(cè)到1～2 mm裂紋)相對(duì)應(yīng)，為典型的疲勞斷口。裂紋萌生區(qū)域顏色發(fā)暗(對(duì)光的反射能力很弱)，為典型的韌性斷裂斷口。疲勞斷口呈多源性，且疲勞源發(fā)生在微動(dòng)試件表面。裂紋擴(kuò)展主導(dǎo)方向明確，次裂紋在周邊附近。

4 微動(dòng)疲勞壽命模型的驗(yàn)證

根據(jù)試驗(yàn)壽命結(jié)果，對(duì)文獻(xiàn)[2]提出的基于MSWT參數(shù)和Coffin-Manson公式[5]的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型進(jìn)行擬合：

式中：σf′為材料疲勞強(qiáng)度系數(shù)，b′為疲勞強(qiáng)度指數(shù)，εf′為疲勞延性系數(shù)，c′為疲勞延性指數(shù)，N為疲勞壽命(以循環(huán)數(shù)計(jì))，n1和n2為壽命常數(shù)。

室溫下TC11的σf′＝1 578 MPa，b′＝-0.08，εf′= 1.12，c′=-0.85。對(duì)式(2)中n1和n2進(jìn)行擬合，可簡(jiǎn)化為：

式中：m1和m2為壽命常數(shù)。根據(jù)式(3)和表2中MSWT參數(shù)的分析結(jié)果，采用表3中8個(gè)狀態(tài)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)式(3)進(jìn)行擬合，擬合曲線如圖13所示。由此可得到m1和m2的值，則基于MSWT參數(shù)的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型為：

圖13 壽命預(yù)測(cè)擬合曲線Fig.13 Fitted curve of life prediction

利用式(4)對(duì)文獻(xiàn)[6]中燕尾型榫連接試驗(yàn)件在3種低周載荷下的微動(dòng)疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)，結(jié)果如表4所示。從表中可以看出，基于MSWT參數(shù)的壽命預(yù)測(cè)模型對(duì)文獻(xiàn)[6]中燕尾榫試驗(yàn)件微動(dòng)疲勞壽命的預(yù)測(cè)誤差分布在80%以內(nèi)，且預(yù)測(cè)壽命小于試驗(yàn)壽命，這對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)榫連接設(shè)計(jì)而言偏安全。

表4 燕尾榫連接試件壽命預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值的對(duì)比Table 4 The comparison between predicted life and test life of dovetail joint

5 結(jié)論

(1)試件裂紋均出現(xiàn)在微動(dòng)試件上的接觸區(qū)邊緣，且微動(dòng)試件斷口屬典型的疲勞斷口。

(2)MSWT參數(shù)預(yù)測(cè)的裂紋萌生位置與試驗(yàn)中觀測(cè)到的裂紋位置基本一致。

(3)利用燕尾榫的微動(dòng)疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)基于MSWT參數(shù)的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型進(jìn)行了驗(yàn)證，且預(yù)測(cè)壽命小于試驗(yàn)壽命，這對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)榫連接設(shè)計(jì)而言偏安全。

[1]中國(guó)航空材料手冊(cè)編輯委員會(huì).中國(guó)航空材料手冊(cè)第4卷——鈦合金銅合金[K].2版.北京：中國(guó)標(biāo)準(zhǔn)出版社，2001.

[2]潘容，古遠(yuǎn)興.微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2009，22(2)：13—17.

[3]Lykins C D，Mall S，Jain V K.Combined Experimental–Numerical Investigation of Fretting Fatigue Crack Initia?tion[J].Int.J.Fatigue，2001，23(8)：703—711.

[4]崔海濤.橋式微動(dòng)疲勞試驗(yàn)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2009.

[5]Shin K.Role of Plasticity on Fretting Fatigue Behavior of Ti-6Al-4V[R].AFIT/DS/ENY/04-05，2004.

[6]古遠(yuǎn)興，溫衛(wèi)東，崔海濤.燕尾榫連接結(jié)構(gòu)低周微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)[J].應(yīng)用科學(xué)學(xué)報(bào)，2007，25(5)：531—534.

Fretting Fatigue Life Prediction and Test Investigation of Bridge-Like Specimens

PAN Rong1，CUI Hai-tao2，DU Wen-jun1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

The numerical analysis and fretting fatigue tests for titanium alloy bridge-like specimens have been made.A modified Smith-Watson-Topper(MSWT)parameter approach which is used to predict crack initiation location and the fretting fatigue life model are brought up.The test results and fracture observation show that the fatigue crack origin was located in the contact boundary of the fretting specimens,which was identical with the initiation location that was predicted by the MSWT parameter.Relative parameters in the life prediction model were achieved through the data of bridge-like specimen fretting fatigue tests.Experi?mental results of dovetail joint presented in the literature were used to show validity of the proposed model.

MSWT parameter；crack location；life；titanium alloy

V231.95

A

1672-2620(2012)02-0043-06

2011-07-07；

2012-03-28

潘容(1981-)，女，四川瀘州人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度壽命研究工作。