潘容，崔海濤，杜文軍

橋式試件微動疲勞壽命預(yù)測與試驗研究

潘容1，崔海濤2，杜文軍1

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；
2.南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，江蘇南京210016)

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

MSWT參數(shù)；裂紋位置；壽命；鈦合金

11 引言

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

本文對鈦合金橋式試件進行了微動疲勞理論分析與試驗研究，提出了用MSWT參數(shù)預(yù)測裂紋萌生位置的方法，并驗證了基于MSWT參數(shù)的微動疲勞壽命預(yù)測模型，可為航空發(fā)動機中榫連接等接觸結(jié)構(gòu)的抗疲勞設(shè)計與故障分析提供技術(shù)儲備。

2 橋式試件的微動參數(shù)

橋式試件主要針對燕尾榫連接接觸疲勞進行模擬，其中微動試件模擬發(fā)動機工作葉片榫頭，微動墊模擬發(fā)動機輪盤榫槽，如圖1所示。微動試件為普通疲勞試件，其中間兩面分別放置微動墊。試驗時微動試件承受一交變載荷(軸向載荷F)，微動墊在法向載荷(法向力P)作用下緊壓在微動試件表面，從而使微動試件和微動墊在接觸區(qū)域發(fā)生微動，同時產(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 試驗件及試驗載荷

微動試件和微動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，拉伸強度σb＝1 130 MPa，屈服強度σ0.2＝866 MPa。微動試件和微動墊的幾何尺寸如圖2所示。

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

試驗載荷狀態(tài)水平和試驗件數(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)量和試驗載荷水平Table 1 Specimen amount and test loading

2.2 微動參數(shù)分析

微動試件及微動墊的有限元模型如圖3所示，單元為帶厚度的8節(jié)點四邊形單元PLANE82。選擇目標單元TARGE169和接觸單元CONTA172在接觸面上建立接觸對，施加約束和載荷進行求解。

圖3 有限元模型Fig.3 Finite element model

模擬試驗狀態(tài)3的載荷，有限元分析時在微動墊頂部均布法向載荷，在微動試件一端均布軸向載荷，另一端固支。接觸區(qū)域微動墊網(wǎng)格單元長50 μm，微動試件網(wǎng)格單元長40 μm，摩擦系數(shù)取0.5。微動接觸副在試驗狀態(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，以接觸中心為對稱點沿整個接觸區(qū)域呈馬鞍型對稱分布，兩邊高、中間低。

根據(jù)臨界面法[2]得出試驗狀態(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)的表達式[2]為：

圖4 P=8 kN、F=30 kN時等效應(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)點對應(yīng)的最大等效應(yīng)力；σmin為谷值載荷下接觸區(qū)同一節(jié)點對應(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TC11/TC11接觸副在其余7種微動疲勞試驗狀態(tài)下也進行了數(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 橋式試件微動疲勞試驗

3.1 試驗原理

微動疲勞試驗的加載方案[4]如圖7所示。整個機械部分通過前后左右4塊連接角鐵依托在SDS50型電液伺服動靜萬能試驗機的兩側(cè)立柱上，微動試件裝夾在試驗機夾頭中。微動墊裝夾在微動墊夾持器中，在微動試件的左右側(cè)各布置一個。夾持器底座通過螺栓連接在橫向加載裝置平臺上，與整個加載裝置形成整體，保證微動墊夾持緊固。試驗時，液壓缸兩側(cè)的活塞桿伸出壓緊微動墊夾持器，使微動墊頂緊在試驗機上，實現(xiàn)法向載荷加載。

圖7 加載設(shè)備Fig.7 Loading equipment

3.2 試驗結(jié)果

共完成了8種狀態(tài)、23套試件的微動疲勞試驗。微動疲勞壽命是根據(jù)目視可見裂紋(一般長度為1～2 mm)即停止試驗的循環(huán)數(shù)。裂紋均出現(xiàn)在微動試件上的接觸區(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)果及試驗表明，MSWT參數(shù)預(yù)測的裂紋萌生位置與試驗中觀測到的裂紋位置(即接觸邊緣附近)基本一致，采用MSWT參數(shù)可有效預(yù)測裂紋的萌生位置。表3給出了各試驗狀態(tài)下的微動疲勞平均試驗壽命，圖10為根據(jù)表3中數(shù)據(jù)作出的微動疲勞試驗壽命與載荷的關(guān)系曲線。從圖10(a)可以看出，軸向載荷為30 kN時，隨著法向載荷的增加，微動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，隨著法向載荷的增加，微動疲勞壽命逐漸減小且變化速率相對于軸向載荷為30 kN時更快。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，微動疲勞壽命減小，且法向載荷越大，微動疲勞壽命隨軸向載荷的增加減小得越快。

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

圖10 微動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

橋式微動疲勞試驗的裂紋均出現(xiàn)在微動試件上(如圖8、圖9所示)，而微動墊由于剛性較大沒有出現(xiàn)裂紋。試驗過程中，由于微動試件和微動墊之間的摩擦，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，微動作用造成微動墊接觸區(qū)材料出現(xiàn)掉屑和剝落現(xiàn)象。對法向載荷為8 kN、軸向載荷分別為30 kN和40 kN的2根試樣拉斷后進行斷口對比。將試件裂紋萌生位置置于最下方，對斷口進行顯微拍照，同時拍攝相應(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，長度約2 mm，與試驗的停止條件(目視觀測到1～2 mm裂紋)相對應(yīng)，為典型的疲勞斷口。裂紋萌生區(qū)域顏色發(fā)暗(對光的反射能力很弱)，為典型的韌性斷裂斷口。疲勞斷口呈多源性，且疲勞源發(fā)生在微動試件表面。裂紋擴展主導(dǎo)方向明確，次裂紋在周邊附近。

4 微動疲勞壽命模型的驗證

根據(jù)試驗壽命結(jié)果，對文獻[2]提出的基于MSWT參數(shù)和Coffin-Manson公式[5]的微動疲勞壽命預(yù)測模型進行擬合：

式中：σf′為材料疲勞強度系數(shù)，b′為疲勞強度指數(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)，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。對式(2)中n1和n2進行擬合，可簡化為：

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個狀態(tài)的試驗數(shù)據(jù)對式(3)進行擬合，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)的微動疲勞壽命預(yù)測模型為：

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

利用式(4)對文獻[6]中燕尾型榫連接試驗件在3種低周載荷下的微動疲勞壽命進行預(yù)測，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)測模型對文獻[6]中燕尾榫試驗件微動疲勞壽命的預(yù)測誤差分布在80%以內(nèi)，且預(yù)測壽命小于試驗壽命，這對發(fā)動機榫連接設(shè)計而言偏安全。

表4 燕尾榫連接試件壽命預(yù)測值與試驗值的對比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)在微動試件上的接觸區(qū)邊緣，且微動試件斷口屬典型的疲勞斷口。

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

(3)利用燕尾榫的微動疲勞試驗數(shù)據(jù)對基于MSWT參數(shù)的微動疲勞壽命預(yù)測模型進行了驗證，且預(yù)測壽命小于試驗壽命，這對航空發(fā)動機榫連接設(shè)計而言偏安全。

[1]中國航空材料手冊編輯委員會.中國航空材料手冊第4卷——鈦合金銅合金[K].2版.北京：中國標準出版社，2001.

[2]潘容，古遠興.微動疲勞壽命預(yù)測方法研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，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.橋式微動疲勞試驗研究[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]古遠興，溫衛(wèi)東，崔海濤.燕尾榫連接結(jié)構(gòu)低周微動疲勞壽命預(yù)測[J].應(yīng)用科學(xué)學(xué)報，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)動機強度壽命研究工作。