飛機發(fā)動機疲勞和抗疲勞方法

疲勞被稱為機械構(gòu)件的致命殺手，據(jù)統(tǒng)計，機械零部件的破壞很大比例是由疲勞引起的（根據(jù)不同的數(shù)據(jù)來源及統(tǒng)計方法，常見的比例在40%~90%）。

發(fā)生在1842年的凡爾賽鐵路事故、一個大型噴氣客機“彗星”號的空中解體、美國F-15戰(zhàn)斗機的空中解體、震驚德國高鐵事故等災(zāi)難均源于金屬的疲勞。

疲勞也是航空發(fā)動機部件失效的主要原因之一，根據(jù)1996年Cowles B等人對普惠公司軍用發(fā)動機典型零部件失效模式的統(tǒng)計，在所有失效模式中，和疲勞相關(guān)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(fā)動機零部件失效中所占比重。

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

飛機發(fā)動機疲勞和抗疲勞方法

一、與航空發(fā)動機疲勞相關(guān)的基本概念

疲勞是指材料、零件和構(gòu)件在循環(huán)載荷作用下，在某個點或某些點逐漸產(chǎn)生局部的性能變化，在一定循環(huán)次數(shù)后形成裂紋，并在載荷作用下繼續(xù)擴展直到*斷裂的現(xiàn)象。簡單的例子就是拉不斷的鐵絲不斷彎折就斷了。

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(yù)兆，而是突然地破壞；

• 低應(yīng)力：疲勞破壞在循環(huán)應(yīng)力的大值，遠低于材料的抗拉強度或屈服強度的情況下就可以發(fā)生；

• 重復(fù)載荷：疲勞破壞是多次重復(fù)載荷作用下產(chǎn)生的破壞，它是較長期的交變應(yīng)力作用的結(jié)果，疲勞破壞往往要經(jīng)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(fā)生、擴展和后斷裂三個組成部份。

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(fā)動機設(shè)計、制造中需要重點予以考慮。

• 應(yīng)力集中：疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的地方，必須注意構(gòu)件的細節(jié)設(shè)計以避免嚴重的應(yīng)力集中，比如加大剖面突變處的圓角半徑；

   

• 表面狀態(tài)：疲勞裂紋常常從表面開始，所以表面狀態(tài)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(fā)動機中經(jīng)常遇到。大家要了解，不同的定義對應(yīng)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(yīng)力狀態(tài)、載荷工況沒有關(guān)系；再比如熱疲勞，主要描述了構(gòu)件的載荷情況，與高周、低周沒有關(guān)系。

• 按失效周次：高周疲勞和低周疲勞

   

• 按應(yīng)力狀態(tài)：單軸疲勞和多軸疲勞

   

• 按載荷工況和工作環(huán)境：常規(guī)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(fā)動機中兩類常見的疲勞問題

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

飛機發(fā)動機疲勞和抗疲勞方法

振動引起的高周疲勞

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

高周疲勞破壞從80年代中期顯現(xiàn)，到90年代中期已經(jīng)成為美國戰(zhàn)斗機動力的主要失效模式。

1994年朝鮮局勢緊張之時，美國空軍主力戰(zhàn)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(fā)動機高周疲勞科學(xué)與技術(shù)計劃 (National Turbine Engine High Cycle Fatigue Science and Technology Program)，旨在解決航空渦輪發(fā)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(shù)用于提高發(fā)動機葉片高周疲勞性能。

發(fā)動機起落循環(huán)造成的低周疲勞

在飛機的一次起飛-降落的工作循環(huán)中，航空發(fā)動機的構(gòu)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(huán)，這種起落循環(huán)往往使得構(gòu)件在105次循環(huán)以內(nèi)發(fā)生低周疲勞破壞。

對溫度影響可以忽略的零部件，起落循環(huán)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(fù)雜，因為除了應(yīng)力應(yīng)變循環(huán)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(huán)變化。

通過下面幾幅圖簡單了解下航空發(fā)動機起落循環(huán)過程中可能出現(xiàn)的疲勞損傷模式。

圖7給出了溫度和機械載荷之間幾種典型關(guān)系，對應(yīng)于不同的疲勞失效模式，這在航空發(fā)動機設(shè)計中可能經(jīng)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(guī)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；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(dāng)溫度升高時，機械載荷也相應(yīng)增大，溫度升高到大時，機械載荷也加大到大值；異相熱機疲勞則正好相反，當(dāng)溫度升高時，機械載荷相應(yīng)下降，當(dāng)溫度升高到大時，機械載荷下降到小值。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(huán)的同時引入保載時間以考慮蠕變造成的損傷。

航空發(fā)動機中溫度影響不明顯的零部件，起落循環(huán)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(yīng)不可忽略，其損傷形式應(yīng)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(shè)備，并且要耗費大量的時間，所以通常情況下采用高工作溫度下的等溫疲勞或蠕變疲勞的試驗數(shù)據(jù)，來預(yù)測和評估熱機耦合下的疲勞行為及壽命。

然而，研究發(fā)現(xiàn)在高溫等溫疲勞和熱機耦合疲勞條件下，循環(huán)的應(yīng)力-應(yīng)變響應(yīng)、裂紋的萌生及擴展并不一致，相同應(yīng)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(shù)據(jù)來預(yù)測熱機疲勞的壽命，并不像預(yù)想的那樣偏于保守，很多情況下是非保守的。

另外需要指出的是，航空發(fā)動機中的疲勞破壞基本都是多模式下的復(fù)合失效問題。比如，葉片在承受起落循環(huán)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(fù)合失效，復(fù)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(fā)動機疲勞壽命預(yù)測常用方法

零部件從投入使用到后疲勞斷裂的壽命，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(chǎn)生一個工程可檢裂紋 (~0.76mm) 所經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)，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(yù)測主要指估算結(jié)構(gòu)的裂紋萌生壽命，裂紋擴展壽命一般通過基于斷裂力學(xué)理論的裂紋擴展模擬進行估算。疲勞壽命預(yù)測方法很多，從基本原理來講，可分為名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力應(yīng)變法、能量法、場強法等，航空發(fā)動機中用的比較多的主要是名義應(yīng)力法和局部應(yīng)力應(yīng)變法。

名義應(yīng)力法以應(yīng)力為控制參量，假設(shè)對任一構(gòu)件（或結(jié)構(gòu)細節(jié)或元件），只要應(yīng)力集中系數(shù)KT相同，載荷譜相同，它們的壽命就相同。由于目前結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析普遍采用有限元方法，所獲得的應(yīng)力值都是局部應(yīng)力，一般情況下不會通過名義應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù)進行壽命估算，因此，名義應(yīng)力法應(yīng)該稱為基于應(yīng)力的方法更為合適。局部應(yīng)力應(yīng)變法以應(yīng)變?yōu)榭刂茀⒘?，認為若一個構(gòu)件的危險部位（點）的應(yīng)力-應(yīng)變歷程與一個光滑試件的應(yīng)力-應(yīng)變歷程相同，則壽命相同。

圖9給出了基于應(yīng)力的方法和局部應(yīng)力應(yīng)變法，進行壽命預(yù)測的基本流程，主要的區(qū)別是：基于應(yīng)力的方法采用了彈性應(yīng)力分析結(jié)果和應(yīng)力-壽命曲線；而局部應(yīng)力應(yīng)變法需要計算結(jié)構(gòu)的局部應(yīng)力應(yīng)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(yīng)變-壽命曲線。

圖10給出了NASA用于航空發(fā)動機部件壽命預(yù)測的工具框架，其基本思路與傳統(tǒng)的應(yīng)力方法是相似的，但是在細節(jié)處理上則有很大不同，比如傳統(tǒng)壽命預(yù)測方法中，循環(huán)計數(shù)一般采用應(yīng)力或應(yīng)變雨流計數(shù)法，而NASA的工具中則采用了基于損傷的計數(shù)方法，以此捕捉飛行循環(huán)中大損傷。

四、航空發(fā)動機抗疲勞常用方法

我們了解疲勞相關(guān)的內(nèi)容，終目的是要預(yù)防或者減少航空發(fā)動機發(fā)生疲勞失效的情況，進行航空發(fā)動機的長壽命設(shè)計。如下這些措施常用于提高結(jié)構(gòu)的疲勞強度：

結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計

結(jié)構(gòu)設(shè)計中盡量避免產(chǎn)生應(yīng)力集中，對過渡圓角、螺栓孔等容易產(chǎn)生應(yīng)力集中的部位進行優(yōu)化，疲勞往往出現(xiàn)在這些應(yīng)力集中部位。

嚴格控制溫度

疲勞強度一般隨著溫度的升高急劇下降，不能為了性能達標而一味地提高溫度。

采用強化措施

采用各種表面強化處理、孔擠壓強化等。

提高零件加工質(zhì)量

裂紋往往出現(xiàn)在材料缺陷或者加工缺陷位置，必須加強零部件加工制造工藝，嚴格控制關(guān)鍵位置的加工精度和加工質(zhì)量，減少疲勞源，防止超差等質(zhì)量問題引起的疲勞失效。

疲勞作為航空發(fā)動機破壞的主要因素之一，其預(yù)測、預(yù)防是航空發(fā)動機設(shè)計中重要環(huán)節(jié)，希望上述簡要介紹有助于大家了解航空發(fā)動機中疲勞相關(guān)概念，了解航空發(fā)動機疲勞失效模式及其預(yù)測、預(yù)防。

轉(zhuǎn)載： 訂閱號“飛機維修磚家”