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飛機發動機疲勞及抗疲勞方法

2018-09-10 12:00:06 作者：本網整理來源：飛機維修磚家分享至：

疲勞被稱為機械構件的致命殺手，據統計，機械零部件的破壞很大比例是由疲勞引起的（根據不同的數據來源及統計方法，常見的比例在40%~90%）。發生在1842年的凡爾賽鐵路事故、世界第一個大型噴氣客機“彗星”號的空中解體、美國F-15戰斗機的空中解體、震驚世界的德國高鐵事故等知名災難均源于金屬的疲勞。

圖1 凡爾賽鐵路事故（左上）、“彗星”號客機（右上）、F-15戰斗機空中解體（左下）、德國高鐵事故（右下）（圖片源于網絡）

疲勞也是航空發動機部件失效的主要原因之一，根據1996年Cowles B等人對普惠公司軍用發動機典型零部件失效模式的統計，在所有失效模式中，和疲勞相關的失效占到49%。民機和軍機的失效模式比例或有不同，不同階段比例也有變化，但足以說明疲勞在航空發動機零部件失效中所占比重。

圖2 航空發動機典型部件失效模式比例

這里就給大家簡單介紹下疲勞的基本概念、航空發動機中兩類典型的疲勞問題、疲勞壽命預測的常見方法以及提高疲勞強度的常用方法。

一、與航空發動機疲勞相關的基本概念

疲勞是指材料、零件和構件在循環載荷作用下，在某個點或某些點逐漸產生局部的永久性的性能變化，在一定循環次數后形成裂紋，并在載荷作用下繼續擴展直到完全斷裂的現象。最簡單的例子就是拉不斷的鐵絲不斷彎折就斷了。

圖3 反復彎折導致鐵絲疲勞破壞（圖片源于網絡）

疲勞破壞特點

突然性：斷裂時并無明顯的宏觀塑性變形，斷裂前沒有明顯的預兆，而是突然地破壞；

低應力：疲勞破壞在循環應力的最大值，遠低于材料的抗拉強度或屈服強度的情況下就可以發生；

重復載荷：疲勞破壞是多次重復載荷作用下產生的破壞，它是較長期的交變應力作用的結果，疲勞破壞往往要經歷一定時間，與靜載下的一次破壞不同；

缺陷敏感：疲勞對缺陷（例如缺口、裂紋及組織缺陷）十分敏感，由于疲勞破壞是從局部開始的，所以它對缺陷具有高度的選擇性；

疲勞斷口：疲勞破壞能清楚地顯示出裂紋的發生、擴展和最后斷裂三個組成部份。

圖4 疲勞破壞典型斷口圖

影響疲勞強度的主要因素

影響疲勞強度的因素比較多，以下幾類因素在航空發動機設計、制造中需要重點予以考慮。

應力集中：疲勞源總是出現在應力集中的地方，必須注意構件的細節設計以避免嚴重的應力集中，比如加大剖面突變處的圓角半徑；

表面狀態：疲勞裂紋常常從表面開始，所以表面狀態對疲勞強度會有顯著的影響，表面加工越粗糙，疲勞強度降低、越嚴重；

溫度：一般隨著溫度的升高，疲勞強度會降低。

疲勞的分類

疲勞有不同的分類方法，以下幾類分類方法在航空發動機中經常遇到。大家要了解，不同的定義對應不同的分類標準，比如高周疲勞和低周疲勞只是從失效周次進行了劃分，與應力狀態、載荷工況沒有關系；再比如熱疲勞，主要描述了構件的載荷情況，與高周、低周沒有關系。

按失效周次：高周疲勞和低周疲勞

按應力狀態：單軸疲勞和多軸疲勞

按載荷工況和工作環境：常規疲勞、高低溫疲勞、熱疲勞、熱機械疲勞、腐蝕疲勞、接觸疲勞、微動磨損疲勞和沖擊疲勞。

二、航空發動機中兩類常見的疲勞問題

疲勞是循環載荷下的破壞問題，只要航空發動機某構件承受的載荷是循環變化的，就可能發生疲勞破壞。航空發動機中最常見的兩類循環載荷，一是由各種氣動、機械原因誘發的振動循環載荷，再就是飛機起落循環造成的循環載荷。

振動引起的高周疲勞

航空發動機的葉片等零部件承受著由各種氣動、機械原因誘發的振動應力，此類振動應力幅值相對較低，一般使零部件發生105以上循環的高周疲勞失效。需要指出的是，此處的循環指的是一次振動循環而非發動機起落循環，雖然振動應力一般比較小，但是頻率很高。因此，仍然可以在短時間內造成嚴重的破壞。

高周疲勞破壞從80年代中期顯現，到90年代中期已經成為美國戰斗機動力的主要失效模式。1994年朝鮮半島局勢緊張之時，美國空軍主力戰機F-15和F-16因為高周疲勞故障分別被限制使用和停飛，以至于美國于1994年啟動渦輪發動機高周疲勞科學與技術計劃（National Turbine Engine High Cycle Fatigue Science and Technology Program），旨在解決航空渦輪發動機的主要故障—高周疲勞問題。圖5即為該計劃突出成果之一—激光沖擊強化技術用于提高發動機葉片高周疲勞性能。

圖5 激光沖擊強化技術

圖6 HCF計劃中測試的葉片

發動機起落循環造成的低周疲勞

在飛機的一次起飛-降落的工作循環中，航空發動機的構件（如盤等）承受一次離心載荷、溫度載荷、氣動載荷作用的循環，這種起落循環往往使得構件在105次循環以內發生低周疲勞破壞。

對溫度影響可以忽略的零部件，起落循環引起的疲勞問題相對簡單。但在渦輪等熱端部件中的情形卻非常復雜，因為除了應力應變循環引起的疲勞損傷外，也存在高溫引起的蠕變損傷，而且溫度也循環變化。通過下面幾幅圖簡單了解下航空發動機起落循環過程中可能出現的疲勞損傷模式。

圖7 起落循環中機械載荷與溫度的關系，紅線代表溫度，黑線代表應力或應變

圖7給出了溫度和機械載荷之間幾種典型關系，對應于不同的疲勞失效模式，這在航空發動機設計中可能經常會遇到：

等溫疲勞；

等溫蠕變疲勞；

同相位熱機械疲勞；

反相位熱機械疲勞：

同相位熱機械蠕變疲勞；

反相位熱機械蠕變疲勞。

其中，等溫疲勞就是常規等溫低周疲勞，不考慮蠕變及溫度變化的影響；等溫蠕變疲勞考慮了高溫引起的蠕變損傷，但不考慮溫度變化的影響；最具代表性的兩種極限形式的熱機疲勞：同相熱機疲勞（in-phase）和異相熱機疲勞（out-phase）。同相熱機疲勞是指當溫度升高時，機械載荷也相應增大，溫度升高到最大時，機械載荷也加大到最大值；異相熱機疲勞則正好相反，當溫度升高時，機械載荷相應下降，當溫度升高到最大時，機械載荷下降到最小值。同相位熱機械蠕變疲勞和反相位熱機械蠕變疲勞，在熱機疲勞循環的同時引入保載時間以考慮蠕變造成的損傷。

航空發動機中溫度影響不明顯的零部件，起落循環造成的疲勞可看成是等溫純疲勞問題，對渦輪葉片、盤等熱端部件，溫度效應不可忽略，其損傷形式應該是熱+機械+蠕變的疲勞損傷形式。但是由于熱機疲勞試驗需要昂貴的設備，并且要耗費大量的時間，所以通常情況下采用最高工作溫度下的等溫疲勞或蠕變疲勞的試驗數據，來預測和評估熱機耦合下的疲勞行為及壽命。

然而，研究發現在高溫等溫疲勞和熱機耦合疲勞條件下，循環的應力-應變響應、裂紋的萌生及擴展并不一致，相同應變幅下，熱機疲勞壽命要遠低等溫疲勞壽命。所以采用高溫等溫疲勞試驗數據來預測熱機疲勞的壽命，并不像預想的那樣偏于保守，很多情況下是非保守的。

圖8 熱機械疲勞引起的葉片開裂

另外需要指出的是，航空發動機中的疲勞破壞基本都是多模式下的復合失效問題。比如，葉片在承受起落循環造成的疲勞損傷的同時，也承受著振動引起的疲勞損傷，其失效往往是高周低周復合失效，復合疲勞壽命將比單獨的低周疲勞、高周疲勞壽命降低很多。

三、航空發動機疲勞壽命預測常用方法

零部件從投入使用到最后疲勞斷裂的壽命，由裂紋萌生壽命和裂紋擴展壽命兩部分組成。工程上定義的裂紋萌生壽命是是指產生一個工程可檢裂紋（~0.76mm）所經歷的循環數，從萌生到擴展至斷裂的壽命即為裂紋擴展壽命。一般情況下，疲勞壽命預測主要指估算結構的裂紋萌生壽命，裂紋擴展壽命一般通過基于斷裂力學理論的裂紋擴展模擬進行估算。疲勞壽命預測方法很多，從基本原理來講，可分為名義應力法、局部應力應變法、能量法、場強法等，航空發動機中用的比較多的主要是名義應力法和局部應力應變法。

名義應力法以應力為控制參量，假設對任一構件（或結構細節或元件），只要應力集中系數KT相同，載荷譜相同，它們的壽命就相同。由于目前結構應力分析普遍采用有限元方法，所獲得的應力值都是局部應力，一般情況下不會通過名義應力和應力集中系數進行壽命估算，因此，名義應力法應該稱為基于應力的方法更為合適。局部應力應變法以應變為控制參量，認為若一個構件的危險部位（點）的應力-應變歷程與一個光滑試件的應力-應變歷程相同，則壽命相同。

圖9給出了基于應力的方法和局部應力應變法，進行壽命預測的基本流程，最主要的區別是：基于應力的方法采用了彈性應力分析結果和應力-壽命曲線；而局部應力應變法需要計算結構的局部應力應變歷程（彈塑性修正或非線性有限元方法），損傷計算采用了材料的應變-壽命曲線。