模擬打傷/拋修缺口對TC17鈦合金葉片振動(dòng)疲勞性能的影響

（中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500）

現(xiàn)代飛機(jī)在服役過程中，其動(dòng)力裝置航空發(fā)動(dòng)機(jī)會吸入各種外來物，風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片可能發(fā)生被外來物撞擊而受到損傷的事件。外物打傷是航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)葉片最為常見的損傷形式之一。打傷缺口通常出現(xiàn)在葉片的前緣或尾緣，即使其面積不大，也會破壞葉片的結(jié)構(gòu)完整性，在一定程度上影響其工作可靠性和使用壽命[1–3]。低代次航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，葉片和輪盤通常采用榫頭–榫槽連接，某個(gè)葉片損壞后可以直接更換。然而，先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)中大量采用鈦合金整體葉盤結(jié)構(gòu)，將葉片和輪盤設(shè)計(jì)為一體，葉片損傷后無法直接更換[4]。如果因?yàn)閭€(gè)別葉片的損壞就將整體葉盤報(bào)廢，必將帶來巨大的維護(hù)成本。因此，必須發(fā)展整體葉盤葉片的修復(fù)技術(shù)[5]。當(dāng)葉片的損傷面積較大時(shí)需要進(jìn)行“增材”修復(fù)，當(dāng)葉片的損傷面積較小時(shí)可采用“拋修”修復(fù)[6–7]。打傷缺口和拋修缺口處產(chǎn)生的應(yīng)力集中、微結(jié)構(gòu)損傷等可能嚴(yán)重削弱葉片的高周疲勞抗力，降低葉片的使用壽命[8–10]。因此，為了保證整體葉盤和發(fā)動(dòng)機(jī)的安全使用，必須對打傷葉片和拋修葉片的振動(dòng)疲勞性能進(jìn)行評估，以確定拋修效果，確保飛行安全。

本文通過設(shè)計(jì)模擬打傷葉片和拋修葉片的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)，對TC17鈦合金模擬葉片打傷后和拋修后的振動(dòng)疲勞性能進(jìn)行評估，并對疲勞斷口進(jìn)行分析，以期為TC17鈦合金整體葉盤外物打傷葉片的修復(fù)提供參考和依據(jù)。

1 試驗(yàn)及方法

大量統(tǒng)計(jì)表明，風(fēng)扇和壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片的外物打傷主要發(fā)生在葉片前緣和尾緣。損傷形式主要表現(xiàn)為缺口、撕裂和凹坑等。打傷缺口通常為“V”形缺口，其典型形貌如圖1所示[11–12]。打傷缺口處存在應(yīng)力集中、殘余應(yīng)變場和材料微觀組織損傷，對葉片的疲勞性能影響很大。葉片的打傷缺口尺寸較小時(shí)可采用拋光打磨的方式進(jìn)行修復(fù)[11,13]。

圖1 風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片打傷缺口典型形貌Fig.1 Typical damaged notches of fan/compressor rotor blades

參照壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片的結(jié)構(gòu)形式，設(shè)計(jì)了模擬葉片。與真實(shí)轉(zhuǎn)子葉片相比，模擬葉片對葉形結(jié)構(gòu)進(jìn)行了合理簡化以便于加工和試驗(yàn)，且不影響試驗(yàn)結(jié)果評估。為了分析打傷缺口和拋修缺口對應(yīng)力集中及疲勞壽命的影響，參照實(shí)際葉片常見的打傷形式和拋修方案，在模擬葉片的前緣設(shè)計(jì)了打傷缺口和拋修缺口，結(jié)構(gòu)形式如圖2所示。打傷缺口為“V”字形，深度為2.5mm，底部圓弧半徑為1mm。拋修缺口有3種結(jié)構(gòu)形式，缺口深度均為2.5mm，缺口尖銳程度依次降低，拋修缺口Ⅰ為半圓形，拋修缺口Ⅱ?yàn)榘霗E圓形，拋修缺口Ⅲ為圓弧形。

圖2 打傷缺口和拋修缺口的結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of damaged and repaired notches

表1 TC17鈦合金的性能數(shù)據(jù)Table 1 Properties of TC17 titanium alloy

采用有限元軟件ANSYS對模擬葉片進(jìn)行振動(dòng)模態(tài)分析，計(jì)算了無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片的第1階固有頻率、第1階振型及其振動(dòng)應(yīng)力分布情況。有限元計(jì)算時(shí)所用的材料性能列于表1[14]中，模擬計(jì)算時(shí)有限元單元類型選用20節(jié)點(diǎn)的SOLID186單元，在模擬葉片的榫頭上施加完全約束，模擬葉片的其他部位自由無約束。加工了無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片，并對這些葉片開展了振動(dòng)疲勞試驗(yàn)。模擬葉片加工用料在β熱模鍛TC17鈦合金整體葉盤鍛件上切取，TC17鈦合金的熱處理制度為：800℃，4h，WC+630℃，8h，AC；熱處理后的材料組織為細(xì)密的網(wǎng)籃組織。加工后的模擬葉片在電磁振動(dòng)臺上進(jìn)行振動(dòng)頻率測試和疲勞壽命試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)通過夾持榫頭將模擬葉片剛性固定在振動(dòng)臺上，試驗(yàn)溫度為室溫。模擬葉片的振動(dòng)頻率采用錘擊法測量，測量時(shí)所用力錘的末端連接到測試系統(tǒng)的多通道采集前端接口。使用帶有力傳感器的力錘前端對模擬葉片進(jìn)行敲擊，同時(shí)在模擬葉片的拾振點(diǎn)處拾取經(jīng)敲擊而產(chǎn)生的振動(dòng)衰減信號。模擬葉片的振動(dòng)衰減信號經(jīng)由多通道采集前端輸入到計(jì)算機(jī)中，計(jì)算機(jī)中的測試分析系統(tǒng)對信號分析處理后可以得到模擬葉片振動(dòng)響應(yīng)的頻譜圖，從頻譜圖中可以辨識出模擬葉片的第1階固有頻率。疲勞壽命試驗(yàn)時(shí)，首先在無缺口模擬葉片葉根附近的大應(yīng)力區(qū)（根據(jù)有限元計(jì)算結(jié)果確定）粘貼應(yīng)變片，然后在較低的振動(dòng)加速度下對模擬葉片進(jìn)行激振，同時(shí)采用激光位移傳感器監(jiān)測葉尖的振動(dòng)位移，獲得最大振動(dòng)應(yīng)力與葉尖位移量的對應(yīng)關(guān)系。最后，加大激振加速度，使得葉尖位移量達(dá)到葉根最大振動(dòng)應(yīng)力為460MPa時(shí)對應(yīng)的位移值，并在此葉尖位移值下對所有模擬葉片進(jìn)行振動(dòng)疲勞試驗(yàn)。當(dāng)模擬葉片的振動(dòng)頻率下降超過1%時(shí)停止試驗(yàn)，對模擬葉片進(jìn)行熒光檢查，若發(fā)現(xiàn)裂紋則將振動(dòng)循環(huán)次數(shù)作為模擬葉片的疲勞壽命。每種結(jié)構(gòu)的模擬葉片選擇4件進(jìn)行振動(dòng)頻率和疲勞壽命試驗(yàn)。試驗(yàn)后，采用掃描電子顯微鏡（SEM）對疲勞裂紋進(jìn)行斷口分析。

2 結(jié)果與討論

2.1 有限元模擬

為了分析打傷缺口和拋修缺口是否會影響葉片的固有振動(dòng)頻率，采用有限元計(jì)算獲得了無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的第1階振動(dòng)頻率，結(jié)果列于表2中?？梢钥闯?，無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的第1階振動(dòng)頻率相差不多?？梢?，打傷缺口和拋修缺口對葉片的固有振動(dòng)頻率沒有顯著影響。與葉片振動(dòng)頻率的測試值對比發(fā)現(xiàn)，模擬計(jì)算值與試驗(yàn)測試值吻合較好，相對誤差在7%以內(nèi)。還發(fā)現(xiàn)每種模擬葉片振動(dòng)頻率的測試值均略大于模擬計(jì)算值，其原因與模擬葉片實(shí)際加工厚度均為正公差有關(guān)。由于模擬葉片的實(shí)際加工厚度略大于設(shè)計(jì)的名義厚度，導(dǎo)致其剛度增大、固有頻率增加，因而其振動(dòng)頻率的測試值均大于模擬計(jì)算值。

表2 模擬葉片的第1階振動(dòng)頻率和應(yīng)力集中系數(shù)KtTable 2 First natural frequency and stress concentration factor Kt of simulated blades

有限元計(jì)算發(fā)現(xiàn)，缺口應(yīng)力集中系數(shù)Kt隨缺口形式的改變而發(fā)生明顯變化，見表2。打傷缺口的應(yīng)力集中系數(shù)最大，為2.87。經(jīng)過拋修以后，應(yīng)力集中系數(shù)明顯降低，且隨著拋修缺口尖銳程度的降低，Kt逐漸減小。

葉片的振動(dòng)疲勞斷裂與其各部位的應(yīng)力分布密切相關(guān)。為了分析不同結(jié)構(gòu)模擬葉片疲勞裂紋的萌生位置，對無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片在第1階振動(dòng)模態(tài)下的相對振動(dòng)應(yīng)力分布進(jìn)行了分析，如圖3所示。可以看出，在第1階振動(dòng)模態(tài)下，無缺口模擬葉片的最大振動(dòng)應(yīng)力位于葉根處，如圖3 （a）所示。打傷缺口模擬葉片由于缺口比較尖銳，應(yīng)力集中程度高，在缺口底部的應(yīng)力遠(yuǎn)超過了葉根處的應(yīng)力，因而最大應(yīng)力從葉根轉(zhuǎn)移到缺口處，如圖3（b）所示。缺口經(jīng)過拋修以后，尖角鈍化，應(yīng)力集中系數(shù)大幅度降低，缺口處的應(yīng)力顯著降低，與葉根處的應(yīng)力基本相當(dāng)，最大應(yīng)力出現(xiàn)在葉根與缺口交匯處，表明拋修可以大幅度降低缺口處的應(yīng)力。

2.2 振動(dòng)疲勞試驗(yàn)

在電磁振動(dòng)臺進(jìn)行振動(dòng)疲勞試驗(yàn)，當(dāng)葉根處振動(dòng)應(yīng)力為460MPa時(shí)，無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片的振動(dòng)疲勞壽命如圖4所示?？梢钥闯?，無缺口模擬葉片的振動(dòng)疲勞壽命最高，在（0.28~1.12）×107周次范圍內(nèi)，4個(gè)葉片的疲勞壽命分散性較小，疲勞裂紋均在葉根處萌生。打傷缺口模擬葉片的疲勞壽命最低，并且分散性大，4個(gè)模擬葉片中只有1個(gè)模擬葉片的疲勞壽命達(dá)到了8.9×105周次，另外3個(gè)未加載到預(yù)定的試驗(yàn)應(yīng)力就出現(xiàn)了裂紋，疲勞裂紋均在缺口處萌生。3種拋修缺口的疲勞壽命介于無缺口模擬葉片和打傷缺口模擬葉片的疲勞壽命之間，其中拋修缺口Ⅰ模擬葉片的疲勞壽命比其他兩種稍高并且分散性較小，4個(gè)葉片的壽命在（1.74~6.59）×106周次范圍內(nèi)。拋修缺口Ⅱ模擬葉片的疲勞壽命較低并且分散性較大，4個(gè)葉片中有2個(gè)未達(dá)到預(yù)定的試驗(yàn)應(yīng)力就出現(xiàn)了裂紋，另外2個(gè)葉片的壽命分別為0.24×106周次和4.57×106周次。拋修缺口Ⅲ模擬葉片的疲勞壽命也比較低，4個(gè)葉片中有1個(gè)未達(dá)到預(yù)定的試驗(yàn)應(yīng)力就出現(xiàn)了裂紋，另外3個(gè)葉片的壽命分別為0.18×106周次、0.35×106周次和3.53×106周次。

振動(dòng)疲勞試驗(yàn)后通過熒光檢查和體視顯微鏡觀察對模擬葉片中疲勞裂紋的萌生位置進(jìn)行了分析。無缺口模擬葉片的疲勞裂紋起始于模擬葉片葉寬中部的葉根附近，3種拋修缺口模擬葉片的疲勞裂紋產(chǎn)生于葉寬中部與缺口之間的區(qū)域，裂紋出現(xiàn)的位置與有限元計(jì)算的最大應(yīng)力位置相一致。打傷缺口模擬葉片的疲勞裂紋產(chǎn)生于缺口底部，也與有限元計(jì)算的最大應(yīng)力位置相同。

圖3 模擬葉片在第1階振動(dòng)模態(tài)下的相對振動(dòng)應(yīng)力分布Fig.3 Relative vibration stress distribution of simulated blades on the first mode

結(jié)合有限元計(jì)算結(jié)果，無缺口模擬葉片葉根附近區(qū)域的應(yīng)力在所有模擬葉片中最?。ㄈ~根應(yīng)力未與缺口根部應(yīng)力疊加），因而疲勞壽命最長且分散性較小，疲勞裂紋均出現(xiàn)在應(yīng)力最大的葉根處，即圖3（a）應(yīng)力云圖中的紅色區(qū)域。模擬葉片出現(xiàn)缺口后，由于應(yīng)力集中效應(yīng)導(dǎo)致缺口處應(yīng)力大幅增加。缺口附近的應(yīng)力很大，當(dāng)每個(gè)模擬葉片的結(jié)構(gòu)尺寸、表面狀態(tài)甚至試驗(yàn)條件略有差異時(shí)均會導(dǎo)致疲勞壽命的顯著變化。因而，打傷缺口模擬葉片的疲勞壽命最短，分散性最大，疲勞裂紋出現(xiàn)在應(yīng)力集中最嚴(yán)重的缺口處，即圖3（b）應(yīng)力云圖中的紅色區(qū)域。打傷缺口經(jīng)過拋修以后，缺口處的應(yīng)力有所降低，最大應(yīng)力出現(xiàn)在葉根與缺口交匯處，因而疲勞壽命比打傷缺口模擬葉片有明顯提高，但是比無缺口模擬葉片有所降低。3種拋修缺口中，拋修缺口Ⅰ模擬葉片的疲勞壽命最長，分散性最?。粧佇奕笨冖蚰M葉片和拋修缺口Ⅲ模擬葉片的疲勞壽命相差不大，且都有一定的分散性。對比3種拋修模擬葉片的缺口應(yīng)力集中系數(shù)發(fā)現(xiàn)，振動(dòng)疲勞的壽命與缺口應(yīng)力集中系數(shù)沒有嚴(yán)格的對應(yīng)關(guān)系，最尖銳拋修缺口葉片（缺口Ⅰ，Kt=1.91）的振動(dòng)疲勞性能最好。其原因是缺口經(jīng)過拋修以后，振動(dòng)應(yīng)力分散在葉根與缺口之間的區(qū)域內(nèi)，未完全集中在缺口根部，因而其疲勞壽命與缺口處的應(yīng)力集中系數(shù)關(guān)聯(lián)性減少，更大程度地受到葉片結(jié)構(gòu)和加工質(zhì)量的影響[14–16]。斷口分析表明，拋修缺口葉片的疲勞裂紋均產(chǎn)生于葉根與缺口之間的區(qū)域，并未產(chǎn)生在缺口底部，也有力地證實(shí)了上述解釋。

2.3 斷口分析

圖4 模擬葉片的振動(dòng)疲勞壽命Fig.4 Vibration fatigue life of simulated blades

振動(dòng)疲勞試驗(yàn)后的模擬葉片沿裂紋打開，采用放大鏡和掃描電子顯微鏡進(jìn)行斷口分析。圖5給出了模擬葉片疲勞裂口的宏觀形貌，可以看出，振動(dòng)疲勞斷口比較平坦，無缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的疲勞斷口宏觀表現(xiàn)為半橢圓形貌，打傷缺口模擬葉片的疲勞斷口宏觀表現(xiàn)為類似扇形的形貌。模擬葉片疲勞裂紋的長度在4~14mm區(qū)間，裂紋深度在1.2~1.9mm區(qū)間。無缺口模擬葉片的裂紋長度較大，深度較??；打傷缺口模擬葉片和拋修模擬葉片的裂紋長度相對較小，而深度較大。

圖6是模擬葉片疲勞裂紋斷口在掃描電子顯微鏡中的低倍放大形貌?？梢钥闯?，疲勞斷口比較平坦，具有非常典型的疲勞弧線（即貝紋線）特征。無缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的疲勞裂紋產(chǎn)生于葉片根部附近或者葉片根部與缺口之間的區(qū)域，打傷缺口模擬葉片的裂紋產(chǎn)生于缺口底部，如圖6（b）所示。

圖7是無缺口模擬葉片疲勞裂紋在掃描電鏡下的斷口形貌特征。分析發(fā)現(xiàn)，疲勞裂紋主要起源于模擬葉片的表面，如圖7（a）所示，且大部分模擬葉片的疲勞源處都有微小凹坑、劃痕等表面損傷。表面損傷的尺寸在0.03~0.1mm區(qū)間，疲勞裂紋在這些表面損傷處萌生后，向基體內(nèi)部擴(kuò)展，如圖7（b）所示。微小的表面損傷破壞了模擬葉片的表面完整性，導(dǎo)致疲勞裂紋從此處萌生，說明TC17鈦合金的疲勞性能對表面的微小損傷非常敏感。疲勞擴(kuò)展區(qū)中具有明顯的疲勞弧線，為典型的網(wǎng)籃組織疲勞斷口，可以觀察到沿α/β片狀網(wǎng)籃組織界面開裂的特征，如圖7（c）中箭頭所示。瞬斷區(qū)（人為打開疲勞裂紋時(shí)形成）與疲勞擴(kuò)展區(qū)的形貌特征差別顯著，存在著明顯的界面，如圖7（d）所示。瞬斷區(qū)由大量的韌窩構(gòu)成，表現(xiàn)為典型的韌性斷裂特征。

圖5 模擬葉片疲勞斷口的宏觀特征Fig.5 Microscopic features of simulated blades’ fatigue fracture

圖6 模擬葉片疲勞斷口在掃描電鏡中的低倍放大形貌Fig.6 Low magnification morphology of simulated blades’ fatigue fracture in SEM

圖7 模擬葉片疲勞斷口的微觀特征Fig.7 Microscopic features of simulated blades’ fatigue fracture

3 結(jié)論

（1）打傷缺口和拋修缺口對模擬葉片的第1階振動(dòng)頻率沒有顯著影響。

（2）與無缺口模擬葉片相比，打傷缺口模擬葉片振動(dòng)疲勞壽命明顯降低且壽命分散性增大，拋修缺口模擬葉片的振動(dòng)疲勞壽命介于兩者之間。

（3）對打傷缺口模擬葉片進(jìn)行拋修可以顯著提高葉片的振動(dòng)疲勞壽命。拋修缺口形狀對葉片振動(dòng)疲勞壽命有顯著影響，拋修缺口Ⅰ結(jié)構(gòu)的疲勞壽命最長。拋修缺口葉片的疲勞裂紋均產(chǎn)生于葉根與缺口之間的區(qū)域，其疲勞壽命與缺口處的應(yīng)力集中系數(shù)關(guān)聯(lián)性較少，而主要受葉片結(jié)構(gòu)和加工質(zhì)量影響。

（4）模擬葉片的疲勞斷口比較平坦，疲勞源區(qū)多位于大應(yīng)力區(qū)表面的微小損傷處，疲勞擴(kuò)展區(qū)具有典型的疲勞弧線和沿α/β片狀組織界面開裂的特征。