航空发动机设计中的高周疲劳问题

计划（National Turbine Engine High Cycle Fatigue Science and Technology Program），旨在解决航空涡轮发动机的主要故障——高周疲劳问题。该计划发展成熟的技术、方法和准则被吸收到新版本的发动机结构完整性大纲中去，其中高周疲劳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劳性能方面的应用，是两个较为突出的成果。

1高周疲劳设计的概率方法

确定性高周疲劳设计准则难以解决发动机研发及外场使用过程的高周疲劳问题。实际上，用确定性设计方法仅能在发动机鉴定和生产之前发现40%的高周疲劳故障模式[2]。当发动机投入外场使用后，经常会出现一些难以预料的高周疲劳故障。事实上，在影响发动机高周疲劳的众多因素中，大部分都难以用固定的数值来表征，而必须用概率分布的方式来描述。总的来说，这些因素可分为两类：第一类与高周疲劳性能相关，如材料的固有缺陷、制造中的几何偏差及表面加工质量、装配偏差等；第二类与工作载荷相关，包括稳态工作应力、交变应力、载荷顺序等。这些因素的不确定性，必然导致高周疲劳寿命具有概率特征。

在高周疲劳设计过程中，针对第一类因素需要收集各种发动机常用材料的性能数据（如缺陷分布、力学性能），以及加工制造质量的细节信息，并建立数据库。针对第二类因素，需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。高周疲劳的交变应力主要由气动、机械原因导致的振动引起，特别是当发生共振时振动应力会达到极值，因而危害巨大。美军经验表明，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，大纲要求根据发动机系统可靠性的要求，保证发动机工作转速与共振转速之间留有足够裕度，具体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（图1），并进行试验验证。如果概率设计方法还不够成熟可靠，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足系统可靠性要求时，则需进一步用概率分析方法预测共振应力响应。

美军经验表明，高周疲劳设计的验证要分析与试验相结合，需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判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、高周疲劳强度裕度都依赖试验确定。这样不但导致研发时间长、花费大，而且伴随有重大的安全性、保障性和使用成本等问题。目前，利用基于概率的分析方法来验证某种高周疲劳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高周疲劳寿命的设计要求

发动机所有部件的高周疲劳寿命不小于109循环。以往研究通常将107循环所对应的疲劳强度称为疲劳极限，超过107循环后疲劳强度保持不变，认为材料在不大于疲劳极限的应力作用下拥有无限寿命。但新的研究发现钛合金在经过3×107个循环后，疲劳强度继续下降。更多的研究发现，对于大多说材料而言，不存在疲劳极限。因此大纲要求发动机所有部件的高周疲劳寿命不小于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历109个应力循环。大纲特别指出，在缺乏材料长寿命区内试验数据的情况，如果要推算109循环下的疲劳强度，已有试验数据至少应当包括107循环下的疲劳强度，而且推算过程必须采用经过验证的可靠方法。其推荐的方法是随机疲劳极限（Random Fatigue Limit）模型（图2），该模型假设每个循环数对应的疲劳强度不是一个固定值，而是具有一定概率分布的统计量[3]。这种方法在实际使用中被证实是可行的。

3激光冲击强化

提高发动机高周疲劳性能除了不断完善设计模型，改进分析方法，加强试验验证，还需要不断发展新的制造工艺和技术。激光冲击强化（Laser Shock Peening）技术是一种新的表面强化技术，可以抑制疲劳裂纹的萌生及扩展。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，材料表面涂覆层吸收激光能量发生爆炸性汽化蒸发，产生高压等离子体；等离子体吸收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，从而提高材料的疲劳性能。

激光冲击强化对提高发动机叶片抗外物打伤能力有十分显著的效果。航空发动机因外物打伤引起的叶片高周疲劳失效耗费了大量资金，并且增大外场检查和维修工作强度，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年的使用过程中，没有一个激光处理过的叶片在经过强化的区域失效。而在采取该措施之前，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，以及需要处理区域的大小；分析工艺参数敏感性，比如光斑大小及形状对残余应力的影响；测试并评估强化效果；质量控制；发动机验收测试。

4 面临的困难

由于发动机部件的几何形状复杂、载荷情况复杂，要确定每一个部件的疲劳强度仍然存在困难，主要有：当部件承受预先过载时，疲劳强度会减小；当循环应力幅值逐渐增大时，疲劳强度会增大；低周载荷与高周载荷的耦合，有可能提高疲劳寿命，也有可能降低疲劳寿命，取决于载荷的幅值、加载的顺序以及材料的特性。面对这些复杂情况，未来还需要在高周疲劳与其他损伤形式（如低周疲劳、蠕变等）耦合、以及载荷顺序对材料特性影响方面加强研究。

参考文献

[1]Nicholas. T.， High cycle fatigue a mechanics of materials perspective. Elsevier，2006.

[2]MIL-HDBK-1783B CHG-2，2004.

[3]Pascual and Meeker， Estimating Fatigue Curves with the Random Fatigue-Limit Model， Technometrics，1999.

推荐访问： 疲劳 航空发动机 设计

---