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1、航空发动机设计中的高周疲劳问题 思想被引入发动机寿命管理中、断裂力学方法的应用，特殊是在美军在其发动机完整性大纲中提出损伤容限的设计要求后，低周疲惫问题大大削减；从80年头中期起先，高周疲惫问题起先显现，到90年头中期已经成为美国战斗机动力的主要失效模式。特殊是在11014年朝鲜半岛局势惊慌的状况下，美国空军主力战机F-15和F-16因为高周疲惫故障分别被限制运用和停飞，这使高周疲惫问题成为美国空军、国防部以及发动机制造商关注的焦点。 因此，美国于11014年12月正式启动了涡轮发动机高周疲惫科学与技术安排，旨在解决航空涡轮发动机的主要故障高周疲惫问题。该安排发展成熟的技术、方法和准则被汲取到
2、新版本的发动机结构完整性大纲中去，其中高周疲惫设计的概率方法以及激光冲击强化技术在提高发动机叶片高周疲惫性能方面的应用，是两个较为突出的成果。 1高周疲惫设计的概率方法 确定性高周疲惫设计准则难以解决发动机研发及外场运用过程的高周疲惫问题。事实上，用确定性设计方法仅能在发动机鉴定和生产之前发觉40%的高周疲惫故障模式2。当发动机投入外场运用后，常常会出现一些难以预料的高周疲惫故障。事实上，在影响发动机高周疲惫的众多因素中，大部分都难以用固定的数值来表征，而必需用概率分布的方式来描述。总的来说，这些因素可分为两类：第一类与高周疲惫性能相关，如材料的固有缺陷、制造中的几何偏差及表面加工质量、装配偏
3、差等；其次类与工作载荷相关，包括稳态工作应力、交变应力、载荷依次等。这些因素的不确定性，必定导致高周疲惫寿命具有概率特征。 在高周疲惫设计过程中，针对第一类因素须要收集各种发动机常用材料的性能数据，以及加工制造质量的细微环节信息，并建立数据库。针对其次类因素，须要结合发动机设计载荷谱或者实际载荷谱，考虑发动机稳态和过渡态工作状况进行载荷概率特征分析。高周疲惫的交变应力主要由气动、机械缘由导致的振动引起，特殊是当发生共振时振动应力会达到极值，因而危害巨大。美军阅历表明，虽然设计技术和转子平衡技术有了很大进步，但是机械源诱导振动引起的轴承及结构故障仍时有发生。 因此，大纲要求依据发动机系统牢靠性的
4、要求，保证发动机工作转速与共振转速之间留有足够裕度，详细方法是通过分析方法确定转子临界转速的频率概率设计裕度，并进行试验验证。假如概率设计方法还不够成熟牢靠，则须利用确定性方法保证20%的共振裕度。在频率概率设计裕度不能满意系统牢靠性要求时，则需进一步用概率分析方法预料共振应力响应。 美军阅历表明，高周疲惫设计的验证要分析与试验相结合，须要加大试验验证的力度，但仅靠试验也是不够的。在早期发动机研制过程中，计算分析模型仅用于推断是否可以进行加工，以及计算稳态应力场。一旦发动机加工完成，最大振动应力点、潜在失效部位、高周疲惫强度裕度都依靠试验确定。这样不但导致研发时间长、花费大，而且伴随有重大的平
5、安性、保障性和运用成本等问题。目前，利用基于概率的分析方法来验证某种高周疲惫失效模式发生的可能性，已经成为解决外故障的方法之一。 2高周疲惫寿命的设计要求 发动机全部部件的高周疲惫寿命不小于109循环。以往探讨通常将107循环所对应的疲惫强度称为疲惫极限，超过107循环后疲惫强度保持不变，认为材料在不大于疲惫极限的应力作用下拥有无限寿命。但新的探讨发觉钛合金在经过3107个循环后，疲惫强度接着下降。更多的探讨发觉，对于大多说材料而言，不存在疲惫极限。因此大纲要求发动机全部部件的高周疲惫寿命不小于109，除非可以通过分析或者试验确认某个部件在发动机设计寿命内不会经验109个应力循环。大纲特殊指出
6、，在缺乏材料长寿命区内试验数据的状况，假如要推算109循环下的疲惫强度，已有试验数据至少应当包括107循环下的疲惫强度，而且推算过程必需采纳经过验证的牢靠方法。其举荐的方法是随机疲惫极限模型，该模型假设每个循环数对应的疲惫强度不是一个固定值，而是具有肯定概率分布的统计量3。这种方法在实际运用中被证明是可行的。 3激光冲击强化 提高发动机高周疲惫性能除了不断完善设计模型，改进分析方法，加强试验验证，还须要不断发展新的制造工艺和技术。激光冲击强化技术是一种新的表面强化技术，可以抑制疲惫裂纹的萌生及扩展。其原理是当高峰值功率密度的短脉冲激光辐射金属靶材时，材料表面涂覆层汲取激光能量发生爆炸性汽化蒸发
7、，产生高压等离子体；等离子体汲取激光能量后爆炸产生高强度压力的冲击波，作用于金属表面并向内部传播。当爆轰波的峰值压力超过材料动态屈服强度时，在材料表面产生塑性应变，产生孪晶等晶体缺陷并形成细小位错亚结构，使材料表层形成很大的残余压应力，从而提高材料的疲惫性能。 激光冲击强化对提高发动机叶片抗外物打伤实力有非常显著的效果。航空发动机因外物打伤引起的叶片高周疲惫失效耗费了大量资金，并且增大外场检查和修理工作强度，降低了装备完好率。因此美军对故障叶片进行激光冲击强化，在随后7年的运用过程中，没有一个激光处理过的叶片在经过强化的区域失效。而在实行该措施之前，该型发动机平均每年会有13个与外物打伤相关的
8、失效故障。 在对发动机叶片进行激光强化处理时，应遵循以下方法：首先确认叶片对外物打伤敏感的部位，以及须要处理区域的大小；分析工艺参数敏感性，比如光斑大小及形态对残余应力的影响；测试并评估强化效果；质量限制；发动机验收测试。 4 面临的困难 由于发动机部件的几何形态困难、载荷状况困难，要确定每一个部件的疲惫强度仍旧存在困难，主要有：当部件承受预先过载时，疲惫强度会减小；当循环应力幅值渐渐增大时，疲惫强度会增大；低周载荷与高周载荷的耦合，有可能提高疲惫寿命，也有可能降低疲惫寿命，取决于载荷的幅值、加载的依次以及材料的特性。面对这些困难状况，将来还须要在高周疲惫与其他损伤形式耦合、以及载荷依次对材料
9、特性影响方面加强探讨。 参考文献 1Nicholas. T.， High cycle fatigue a mechanics of materials perspective. Elsevier，2022. 2MIL-HDBK-1783B CHG-2，2004. 3Pascual and Meeker， Estimating Fatigue Curves with the Random Fatigue-Limit Model， Technometrics，11019. 第5页 共5页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页第 5 页 共 5 页