楊碩,杜天瑋,張曉鵬,馬梁,張桂昌

(1.天津科技大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,天津 300222;2.天津市輕工與食品工程機(jī)械裝備集成設(shè)計(jì)與在線監(jiān)控重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,天津 300222;3.中國(guó)民航大學(xué) 航空工程學(xué)院,天津 300300)

0 引言

在飛機(jī)起或降落滑行時(shí),飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)可能會(huì)吸入機(jī)場(chǎng)跑道面上的石塊、砂粒、螺釘或螺母等硬物,與高速旋轉(zhuǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)葉片碰撞造成沖擊損傷,稱為外物損傷(FOD)[1]。FOD大多發(fā)生在葉片進(jìn)氣邊邊緣,主要表現(xiàn)為缺口、撕裂、折斷和凹坑等形式[2-4],損傷后的風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片在高速旋轉(zhuǎn)時(shí),受離心力和振動(dòng)載荷的共同作用,會(huì)在損傷處萌生裂紋并持續(xù)擴(kuò)展,導(dǎo)致葉片發(fā)生斷裂失效,嚴(yán)重影響了發(fā)動(dòng)機(jī)性能和飛機(jī)飛行安全[5-8]。因此,研究FOD對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的裂紋擴(kuò)展影響具有十分重要的理論意義和工程價(jià)值[9-10]。

國(guó)內(nèi)外針對(duì)葉片F(xiàn)OD的研究主要采用試驗(yàn)?zāi)M的方法,該類方法不僅能夠貼近實(shí)際工況,且花費(fèi)成本較低。Peters等[11]采用鋼球沖擊TC4鈦合金試樣模擬FOD,再經(jīng)高周疲勞試驗(yàn)后發(fā)現(xiàn)應(yīng)力集中、微裂紋和塑性變形等因素會(huì)導(dǎo)致疲勞裂紋提前萌生。Witek[12]對(duì)有FOD的直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片在不同振動(dòng)應(yīng)力下進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗(yàn),研究了高周疲勞狀態(tài)下葉片裂紋擴(kuò)展的試驗(yàn)分析方法。Luo等[13]對(duì)經(jīng)過(guò)激光噴丸(LSP)的FOD試樣進(jìn)行高周疲勞試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)經(jīng)過(guò)LSP處理的FOD試樣裂紋擴(kuò)展速率低于僅FOD的試樣。舒暢等[14]通過(guò)輕氣炮發(fā)射鋼、銅、鋁、鉛4種材料彈珠,研究了不同金屬外物沖擊真實(shí)葉片的損傷特征。胡緒騰等[15]和賈旭等[16]采用輕氣炮發(fā)射鋼珠開展了不同角度沖擊TC4鈦合金平板試樣前緣和面心,并進(jìn)行了沖擊后去殘余應(yīng)力退火的拉伸疲勞試驗(yàn)對(duì)比研究。

在現(xiàn)實(shí)工況下,葉片在FOD下的受損程度不受單一因素的影響,而與外物材質(zhì)、外物尺寸、沖擊能量等外場(chǎng)條件有關(guān)[17-21]。研究結(jié)果表明,飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的外物存在著種類多樣、形態(tài)各異的特點(diǎn),三棱柱體的棱邊撞擊葉片后所引起的最大殘余應(yīng)力值明顯高于立方體端面、圓柱體側(cè)面和球體3種外物撞擊,沖擊葉片的外物外形越尖銳,引起的殘余拉應(yīng)力越大,該FOD部位越容易出現(xiàn)疲勞裂紋[22-24]。但在目前的研究中,試驗(yàn)大多采用圓珠形硬物,且疲勞研究以拉壓加載為主,棱柱形外物引起的葉片損傷和振動(dòng)加載下的疲勞裂紋擴(kuò)展研究并不多見。

為了進(jìn)一步明晰FOD對(duì)葉片振動(dòng)疲勞裂紋擴(kuò)展的影響,本文選用與壓氣機(jī)葉片相同材質(zhì)的TC4作為研究材料,通過(guò)葉片模擬試件的FOD試驗(yàn)、振動(dòng)疲勞試驗(yàn),研究分析不同沖擊能量的FOD對(duì)模擬葉片試件振動(dòng)疲勞裂紋擴(kuò)展的影響。

1 FOD試驗(yàn)

1.1 FOD試驗(yàn)方法

本文采用落錘沖擊法進(jìn)行沖擊試驗(yàn)。落錘沖擊法是基于能量等效原則,使落錘的勢(shì)能與外物沖擊時(shí)的動(dòng)能達(dá)到相等,是一種使用方便、可重復(fù)性高的FOD模擬試驗(yàn)方法[25]?？梢酝ㄟ^(guò)改變落錘刀口的形狀,實(shí)現(xiàn)對(duì)特定形狀FOD的模擬。

1.1.1 葉片模擬試件

試驗(yàn)材料為TC4鈦合金板,TC4鈦合金具有密度小、比強(qiáng)度高、耐腐蝕、耐高溫等眾多特點(diǎn),被廣泛應(yīng)用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片和輪盤等構(gòu)件。TC4鈦合金的化學(xué)成分及主要力學(xué)性能分別如表1、表2所示。

表1 TC4鈦合金化學(xué)成分Table 1 Chemical composition of TC4 titanium alloy

表2 TC4鈦合金力學(xué)參數(shù)Table 2 Mechanical properties of TC4 titanium alloy

試件尺寸設(shè)計(jì)和試驗(yàn)方案參考航空工業(yè)部標(biāo)準(zhǔn)HB 5227—1984[26],試樣尺寸如圖1所示。為減少殘余應(yīng)力,使用高壓水射流切割試件,切割完成后,為避免切割痕跡產(chǎn)生的缺口效應(yīng),依次使用240目、600目、1000目、2000目 共4個(gè)型號(hào)的砂紙打磨試件的兩側(cè)。試件右端兩個(gè)孔用于穿過(guò)螺栓將試樣與振動(dòng)臺(tái)的夾具固定。試樣左端的小孔用于安裝加速度傳感器。

圖1 試件幾何尺寸(單位：mm)Fig.1 Geometry and dimensions of specimen (unit：mm)

1.1.2 落錘沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)

為模擬葉片受三棱柱棱邊沖擊,選擇刀口底角60°的自制落錘進(jìn)行FOD試驗(yàn),落錘尺寸如圖2所示。為保證落錘沖擊后不變形,采用Cr12MoV冷作模具鋼作為制作材料并進(jìn)行調(diào)質(zhì)處理。落錘沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)如圖3所示,試驗(yàn)時(shí)試件通過(guò)同心虎鉗夾緊,然后將錘頭移動(dòng)至指定高度,通過(guò)控制電吸鐵將落錘松開,錘頭沿滑道墜落,最終撞擊試樣。

圖2 落錘幾何尺寸Fig.2 Geometry and dimensions of drop hammer

圖3 沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.3 Impact testing equipment

1.2 落錘沖擊試驗(yàn)方案

為研究不同強(qiáng)度沖擊對(duì)TC4鈦合金試樣的影響,本文假設(shè)邊長(zhǎng)3 mm的三棱柱鋼質(zhì)外物被吸入壓氣機(jī),分別以210 m/s、185 m/s和157 m/s 3種相對(duì)速度沖擊壓氣機(jī)一級(jí)葉片的前緣,沖擊能量E分別為4.52 J、3.52 J和2.51 J。根據(jù)能量守恒定理E=1/2mv2=mgh,落錘重量為1.024 kg,由E得到下落高度h分別為0.45 m、0.35 m和0.25 m。FOD位置選擇在距離試件尖端70 mm的縮頸處,每種落錘高度試驗(yàn)兩次,試驗(yàn)方案和試件對(duì)應(yīng)編號(hào)如表3所示。

表3 沖擊試驗(yàn)方案Table 3 Impact test scheme

1.3 FOD試驗(yàn)結(jié)果與分析

采用ZQ-616電子顯微鏡對(duì)沖擊缺口進(jìn)行宏觀形貌觀測(cè),精確測(cè)量FOD缺口寬度x及深度y,如表4 所示。由表4可以看出：沖擊引起強(qiáng)烈的局部塑性變形,缺口呈現(xiàn)V形或U形;沖擊缺口底面粗糙,在缺口周圍,存在現(xiàn)材料丟失、剪切撕裂和卷邊等現(xiàn)象。

表4 不同沖擊能量條件下缺口型損傷形貌圖Table 4 Morphologies of notch-type damage under different impact energies

表5給出了不同沖擊能量下缺口尺寸的結(jié)果。由表5可以看出,隨著沖擊能量的線性減小,缺口深度y和缺口寬度x非線性減小。

表5 不同沖擊能量下的缺口尺寸Table 5 Notch depths x and widths y for different energies

2 振動(dòng)疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)

2.1 振動(dòng)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)

振動(dòng)疲勞試驗(yàn)在室溫和大氣環(huán)境條件下進(jìn)行,振動(dòng)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)如圖4所示,設(shè)備系統(tǒng)包括：VE-5150ST型電磁振動(dòng)臺(tái)( 杭州億恒科技有限公司生產(chǎn))、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、功率放大器和兩個(gè)加速度傳感器。其中一個(gè)加速度傳感器固定在振動(dòng)臺(tái)上控制振動(dòng)臺(tái)的頻率,另一個(gè)固定在試件尖端監(jiān)測(cè)試樣的頻率和振幅。振動(dòng)疲勞試驗(yàn)時(shí),試件通過(guò)夾具固定在振動(dòng)臺(tái),形成懸臂梁結(jié)構(gòu),振動(dòng)臺(tái)帶動(dòng)試件一起上下運(yùn)動(dòng)。當(dāng)振動(dòng)頻率與試件固有頻率相近時(shí),試件出現(xiàn)共振,應(yīng)力比R=-1。

圖4 振動(dòng)設(shè)備與試件Fig.4 Equipment andspecimen

2.2 振動(dòng)疲勞試驗(yàn)方案

振動(dòng)疲勞試驗(yàn)選用6枚FOD試件作為研究對(duì)象,分別使用不同應(yīng)力水平進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)。振動(dòng)疲勞試驗(yàn)采用諧振搜索與駐留的方式進(jìn)行控制,通過(guò)掃頻搜索試件的諧振頻率,該頻率以相位跟蹤的方式被執(zhí)行駐留。試驗(yàn)初期每隔5 000次振動(dòng)循環(huán)停機(jī)一次,并通過(guò)光學(xué)顯微鏡觀測(cè)試件缺口附近表面有無(wú)裂紋,當(dāng)出現(xiàn)宏觀裂紋(裂紋長(zhǎng)度≈0.5 mm)后,每間隔2 000次加載循環(huán)停機(jī)觀測(cè)裂紋長(zhǎng)度與循環(huán)次數(shù)。當(dāng)試樣無(wú)法實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定共振駐留時(shí),認(rèn)為試件失效,結(jié)束振動(dòng)試驗(yàn)。

2.3 試件振幅與應(yīng)力關(guān)系

在振動(dòng)疲勞試驗(yàn)中,試件振動(dòng)頻率高、振幅大,若采用粘貼應(yīng)變片的方式測(cè)量試樣表面的應(yīng)變值,應(yīng)變片容易發(fā)生脫落。因此,本文通過(guò)靜態(tài)彎曲試驗(yàn)的方法標(biāo)定試件尖端振幅與試件縮頸處應(yīng)變的關(guān)系,在試件縮頸處粘貼應(yīng)變片后,在試件尖端施加外力使其發(fā)生彎曲變形,分別記錄彎曲位移和應(yīng)變值。根據(jù)廣義胡克定理,將應(yīng)變換算為應(yīng)力,標(biāo)定結(jié)果如圖5所示。圖5中2A為振動(dòng)時(shí)試件尖端上下振幅之和,σmax為試件縮頸處表面最大應(yīng)力。

圖5 應(yīng)力與振幅的關(guān)系曲線Fig.5 Amplitude vs stress curves

從圖5可以看出,尖端振幅與應(yīng)力基本呈線性關(guān)系,擬合成的直線方程為

σmax=16.977×2A+3.797

(1)

試驗(yàn)過(guò)程中通過(guò)調(diào)節(jié)激振加速度來(lái)調(diào)節(jié)振幅大小,進(jìn)而達(dá)到所需的應(yīng)力狀態(tài)。

2.4 裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果分析

2.4.1 裂紋擴(kuò)展路徑

沖擊試驗(yàn)后,在試件FOD缺口附近會(huì)出現(xiàn)卷邊,為方便觀測(cè)裂紋萌生和擴(kuò)展情況,將卷邊打磨消除?？梢园l(fā)現(xiàn),不同沖擊能量下的試件裂紋擴(kuò)展路徑并不相同。當(dāng)沖擊能量為4.52 J和3.52 J時(shí),損傷試件的缺口附近表面有彎曲的微裂紋,振動(dòng)疲勞試驗(yàn)時(shí),裂紋擴(kuò)展先沿該彎曲微裂紋擴(kuò)展,再沿垂直應(yīng)力方向直線擴(kuò)展,分別如圖6(a)、圖6(b)所示。當(dāng)沖擊能量為2.51 J,缺口附近未發(fā)現(xiàn)有微裂紋,裂紋從缺口底部萌生,始終沿應(yīng)力垂直方向直線擴(kuò)展,如圖6(c)所示。這是因?yàn)樵嚰艿铰溴N沖擊后,材料受沖擊力的作用出現(xiàn)塑性變形,在環(huán)缺口附近造成了殘余壓應(yīng)力區(qū)。殘余壓應(yīng)力區(qū)的存在,能夠抑制疲勞裂紋的擴(kuò)展。當(dāng)沖擊能量越大,造成的殘余壓應(yīng)力值和范圍就越大,裂紋在擴(kuò)展過(guò)程中受到該區(qū)域殘余壓應(yīng)力的抑制也就越強(qiáng)烈,最終導(dǎo)致裂紋擴(kuò)展路徑出現(xiàn)差異。

圖6 試件裂紋擴(kuò)展路徑Fig.6 Crack propagation of notched specimen

2.4.2 裂紋擴(kuò)展壽命

裂紋擴(kuò)展壽命結(jié)果如表6及圖7所示。由表6和圖7可以看出,試件產(chǎn)生宏觀裂紋后,裂紋擴(kuò)展初期較為緩慢,隨著循環(huán)周期的增大,裂紋長(zhǎng)度增大越來(lái)越快,且試件諧振頻率降低。當(dāng)尖端振幅相近(表面最大應(yīng)力相近)時(shí),隨著沖擊能量的降低,試件裂紋萌生壽命增大。這是由于初始沖擊能量越小,造成的缺口越小,應(yīng)力集中系數(shù)Kt也就越小,試件的裂紋萌生壽命、裂紋擴(kuò)展壽命就越大。此外,當(dāng)增大試件表面應(yīng)力,遭受低能量沖擊的試件裂紋萌生壽命較小。表6中,fi為初始頻率,ff為最終頻率,Ni為裂紋萌生壽命,Nf為全壽命,Np為裂紋擴(kuò)展壽命,ci為初始裂紋長(zhǎng)度,cf為最終裂紋長(zhǎng)度。圖7中c為試件表面裂紋長(zhǎng)度,N為循環(huán)周期。

圖7 裂紋長(zhǎng)度與循環(huán)周期曲線Fig.7 Crack length vs cycles curves

表6 裂紋擴(kuò)展壽命試驗(yàn)結(jié)果Table 6 Test results of crack growth life

2.4.3 裂紋前緣形狀

振動(dòng)疲勞試驗(yàn)結(jié)束后,取下試件,用拉伸試驗(yàn)機(jī)將其拉斷,并用丙酮對(duì)所有試件斷口進(jìn)行清洗,通過(guò)電子顯微鏡觀測(cè)試件斷面。圖8所示為試件斷口裂紋形狀照片,圖中a為裂紋深度。由圖8可知,遭受落錘沖擊的試件受迫振動(dòng)中,由于受到彎曲載荷的作用,產(chǎn)生的裂紋形狀均為角裂紋,斷口上疲勞弧線的變化規(guī)律呈現(xiàn)橢圓形狀。

圖8 試件斷口裂紋形狀Fig.8 Crack shape of specimen at fracture surface

使用電子顯微鏡對(duì)6個(gè)試件斷口處的裂紋尺寸進(jìn)行測(cè)量,記錄斷口處最終前緣形狀和比較清晰疲勞弧線的長(zhǎng)短軸尺寸等,統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)如圖9所示,a/c為裂紋前緣形狀。擬合得到裂紋形狀擬合公式為

圖9 斷口形狀與表面裂紋長(zhǎng)度擬合曲線Fig.9 Fitted curves of fracture shape and surface crack length

a/c=0.008 98c2-0.130 1c+0.644 84

(2)

2.4.4 裂紋擴(kuò)展速率

對(duì)于受彎曲載荷作用下矩形板的應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算,國(guó)內(nèi)外學(xué)者給出了許多經(jīng)驗(yàn)公式。本文中采用Newman等[27]提出的經(jīng)驗(yàn)公式,如式(3)所示：

(3)

式中：K為應(yīng)力強(qiáng)度因子;H為彎曲載荷修正系數(shù);Sb為遠(yuǎn)場(chǎng)彎曲應(yīng)力;Q為形狀因子;F為邊界修正因子;t為試件厚度;b為試件寬度;φ為參量角。應(yīng)力強(qiáng)度因子計(jì)算的詳細(xì)表達(dá)式可參見文獻(xiàn)[27]。式(3)同時(shí)考慮了裂紋長(zhǎng)度(裂紋長(zhǎng)軸)、裂紋深度(裂紋短軸)、參量角、試件厚度和試件寬度的影響。

根據(jù)試驗(yàn)測(cè)得裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度與循環(huán)周期c-N曲線,采用修正割線計(jì)算得裂紋擴(kuò)展速率dc/dN[28],計(jì)算表達(dá)式為

(4)

裂紋擴(kuò)展速率dc/dN與應(yīng)力強(qiáng)度因子變化值ΔK之間的對(duì)數(shù)線性關(guān)系可以表達(dá)為

(5)

式中：C、m為材料疲勞裂紋擴(kuò)展性能參數(shù);ΔK為應(yīng)力強(qiáng)度因子變化值。式(5)即Paris公式[29]。將 6枚試件的裂紋擴(kuò)展速率dc/dN與計(jì)算得到的應(yīng)力強(qiáng)度因子變化值ΔK在雙對(duì)數(shù)坐標(biāo)下表示,如圖10所示,通過(guò)擬合可以得到裂紋擴(kuò)展速率公式(Paris公式)中的參數(shù)C、m,表達(dá)式為

圖10 裂紋擴(kuò)展速率結(jié)果Fig.10 Results of crack growth rate

(6)

從圖10中可以看出,裂紋擴(kuò)展速率曲線均呈近似直線狀態(tài)。

2.4.5 裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比

對(duì)于恒幅載荷,將Paris公式兩端進(jìn)行積分運(yùn)算,即可得到預(yù)測(cè)裂紋擴(kuò)展階段的壽命模型的計(jì)算公式：

(7)

式中：f為幾何修正系數(shù);Δσ為應(yīng)力變化因子。將擬合得到的C、m值代入式(7),計(jì)算得到6枚試件的裂紋擴(kuò)展尺寸與循環(huán)周期關(guān)系曲線,如圖11所示。通過(guò)與試驗(yàn)值對(duì)比可以看出,試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算預(yù)測(cè)結(jié)果基本一致,平均誤差小于1%,最大誤差為試件H25-6的-16%。誤差原因可能是修正割線法擬合Paris參數(shù)是由全部試件得出,而對(duì)比到每個(gè)試件時(shí)導(dǎo)致誤差出現(xiàn)。

圖11 裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果與預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比Fig.11 Comparison of test results and prediction results of crack growth life

3 結(jié)論

本文采用落錘沖擊試驗(yàn)系統(tǒng),進(jìn)行了不同沖擊能量條件下的葉片F(xiàn)OD模擬試驗(yàn)及損傷試件的振動(dòng)疲勞裂紋擴(kuò)展研究。得出以下主要結(jié)論：

1) 用落錘法模擬FOD,刀口60°的落錘沖擊損傷為U形或V形缺口,隨著沖擊能量的降低,沖擊產(chǎn)生的缺口深度和寬度非線性地減小。

2) 試件受落錘沖擊出現(xiàn)塑性變形,環(huán)缺口附近出現(xiàn)殘余壓應(yīng)力區(qū),隨著沖擊能量的增大,殘余壓應(yīng)力區(qū)對(duì)裂紋擴(kuò)展的抑制越強(qiáng)烈,導(dǎo)致裂紋擴(kuò)展的路徑存在差異。當(dāng)沖擊能量較大,損傷試件的缺口表面出現(xiàn)彎曲微裂紋,振動(dòng)疲勞裂紋先沿彎曲微裂紋擴(kuò)展,后沿垂直應(yīng)力方向擴(kuò)展;當(dāng)沖擊能量較低,未發(fā)現(xiàn)彎曲微裂紋,裂紋擴(kuò)展始終沿直線方向。

3) 振動(dòng)疲勞裂紋萌生壽命的長(zhǎng)短,除與試件遭受沖擊能量的大小有關(guān),與振動(dòng)應(yīng)力也密切相關(guān)。沖擊能量越小,損傷試件的裂紋萌生壽命越長(zhǎng);振動(dòng)應(yīng)力越大,裂紋萌生壽命越短。

4) 試件在振動(dòng)疲勞載荷作用下,FOD容易導(dǎo)致裂紋萌生并迅速擴(kuò)展,裂紋形狀均為角裂紋,隨著裂紋長(zhǎng)度的增大,裂紋擴(kuò)展越來(lái)越快。