飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞和抗疲勞方法

疲勞被稱(chēng)為機(jī)械構(gòu)件的致命殺手，據(jù)統(tǒng)計(jì)，機(jī)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(lái)源及統(tǒng)計(jì)方法，常見(jiàn)的比例在40%~90%）。

發(fā)生在1842年的凡爾賽鐵路事故、一個(gè)大型噴氣客機(jī)“彗星”號(hào)的空中解體、美國(guó)F-15戰(zhàn)斗機(jī)的空中解體、震驚德國(guó)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(dòng)機(jī)部件失效的主要原因之一，根據(jù)1996年Cowles B等人對(duì)普惠公司軍用發(fā)動(dòng)機(jī)典型零部件失效模式的統(tǒng)計(jì)，在所有失效模式中，和疲勞相關(guān)的失效占到49%。

民機(jī)和軍機(jī)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(shuō)明疲勞在航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件失效中所占比重。

這里就給大家簡(jiǎn)單介紹下疲勞的基本概念、航空發(fā)動(dòng)機(jī)中兩類(lèi)典型的疲勞問(wèn)題、疲勞壽命預(yù)測(cè)的常見(jiàn)方法以及提高疲勞強(qiáng)度的常用方法。

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞和抗疲勞方法

一、與航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)點(diǎn)或某些點(diǎn)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(kuò)展直到*斷裂的現(xiàn)象。簡(jiǎn)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(diǎn)

• 突然性：斷裂時(shí)并無(wú)明顯的宏觀(guān)塑性變形，斷裂前沒(méi)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(yuǎn)低于材料的抗拉強(qiáng)度或屈服強(qiáng)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(zhǎng)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(shí)間，與靜載下的一次破壞不同；

• 缺陷敏感：疲勞對(duì)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(kāi)始的，所以它對(duì)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(kuò)展和后斷裂三個(gè)組成部份。

影響疲勞強(qiáng)度的主要因素

影響疲勞強(qiáng)度的因素比較多，以下幾類(lèi)因素在航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、制造中需要重點(diǎn)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(xì)節(jié)設(shè)計(jì)以避免嚴(yán)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(kāi)始，所以表面狀態(tài)對(duì)疲勞強(qiáng)度會(huì)有顯著的影響，表面加工越粗糙，疲勞強(qiáng)度降低、越嚴(yán)重；

   

• 溫度：一般隨著溫度的升高，疲勞強(qiáng)度會(huì)降低。

疲勞的分類(lèi)

疲勞有不同的分類(lèi)方法，以下幾類(lèi)分類(lèi)方法在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中經(jīng)常遇到。大家要了解，不同的定義對(duì)應(yīng)不同的分類(lèi)標(biāo)準(zhǔn)，比如高周疲勞和低周疲勞只是從失效周次進(jìn)行了劃分，與應(yīng)力狀態(tài)、載荷工況沒(méi)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(méi)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(jī)械疲勞、腐蝕疲勞、接觸疲勞、微動(dòng)磨損疲勞和沖擊疲勞。

二、航空發(fā)動(dòng)機(jī)中兩類(lèi)常見(jiàn)的疲勞問(wèn)題

疲勞是循環(huán)載荷下的破壞問(wèn)題，只要航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)中常見(jiàn)的兩類(lèi)循環(huán)載荷，一是由各種氣動(dòng)、機(jī)械原因誘發(fā)的振動(dòng)循環(huán)載荷，再就是飛機(jī)起落循環(huán)造成的循環(huán)載荷。

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞和抗疲勞方法

振動(dòng)引起的高周疲勞

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的葉片等零部件承受著由各種氣動(dòng)、機(jī)械原因誘發(fā)的振動(dòng)應(yīng)力，此類(lèi)振動(dòng)應(yīng)力幅值相對(duì)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(dòng)循環(huán)而非發(fā)動(dòng)機(jī)起落循環(huán)，雖然振動(dòng)應(yīng)力一般比較小，但是頻率很高。因此，仍然可以在短時(shí)間內(nèi)造成嚴(yán)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(guó)戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力的主要失效模式。

1994年朝鮮局勢(shì)緊張之時(shí)，美國(guó)空軍主力戰(zhàn)機(jī)F-15和F-16因?yàn)楦咧芷诠收戏謩e被限制使用和停飛，以至于美國(guó)于1994年啟動(dòng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高周疲勞科學(xué)與技術(shù)計(jì)劃 (National Turbine Engine High Cycle Fatigue Science and Technology Program)，旨在解決航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的主要故障—高周疲勞問(wèn)題。圖5即為該計(jì)劃突出成果之一—激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)用于提高發(fā)動(dòng)機(jī)葉片高周疲勞性能。

發(fā)動(dòng)機(jī)起落循環(huán)造成的低周疲勞

在飛機(jī)的一次起飛-降落的工作循環(huán)中，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)件（如盤(pán)等）承受一次離心載荷、溫度載荷、氣動(dòng)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?xún)?nèi)發(fā)生低周疲勞破壞。

對(duì)溫度影響可以忽略的零部件，起落循環(huán)引起的疲勞問(wèn)題相對(duì)簡(jiǎn)單。但在渦輪等熱端部件中的情形卻非常復(fù)雜，因?yàn)槌藨?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(guò)下面幾幅圖簡(jiǎn)單了解下航空發(fā)動(dòng)機(jī)起落循環(huán)過(guò)程中可能出現(xiàn)的疲勞損傷模式。

圖7給出了溫度和機(jī)械載荷之間幾種典型關(guān)系，對(duì)應(yīng)于不同的疲勞失效模式，這在航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中可能經(jīng)常會(huì)遇到：

• 等溫疲勞；

• 等溫蠕變疲勞；

• 同相位熱機(jī)械疲勞；

• 反相位熱機(jī)械疲勞：

• 同相位熱機(jī)械蠕變疲勞；

• 反相位熱機(jī)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(jī)疲勞：同相熱機(jī)疲勞 (in-phase) 和異相熱機(jī)疲勞 (out-phase) 。

同相熱機(jī)疲勞是指當(dāng)溫度升高時(shí)，機(jī)械載荷也相應(yīng)增大，溫度升高到大時(shí)，機(jī)械載荷也加大到大值；異相熱機(jī)疲勞則正好相反，當(dāng)溫度升高時(shí)，機(jī)械載荷相應(yīng)下降，當(dāng)溫度升高到大時(shí)，機(jī)械載荷下降到小值。同相位熱機(jī)械蠕變疲勞和反相位熱機(jī)械蠕變疲勞，在熱機(jī)疲勞循環(huán)的同時(shí)引入保載時(shí)間以考慮蠕變?cè)斐傻膿p傷。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(wèn)題，對(duì)渦輪葉片、盤(pán)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(jī)械+蠕變的疲勞損傷形式。但是由于熱機(jī)疲勞試驗(yàn)需要昂貴的設(shè)備，并且要耗費(fèi)大量的時(shí)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(yàn)數(shù)據(jù)，來(lái)預(yù)測(cè)和評(píng)估熱機(jī)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(jī)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(kuò)展并不一致，相同應(yīng)變幅下，熱機(jī)疲勞壽命要遠(yuǎn)低等溫疲勞壽命。所以采用高溫等溫疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)來(lái)預(yù)測(cè)熱機(jī)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(dòng)機(jī)中的疲勞破壞基本都是多模式下的復(fù)合失效問(wèn)題。比如，葉片在承受起落循環(huán)造成的疲勞損傷的同時(shí)，也承受著振動(dòng)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(dú)的低周疲勞、高周疲勞壽命降低很多。

三、航空發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞壽命預(yù)測(cè)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(kuò)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(gè)工程可檢裂紋 (~0.76mm) 所經(jīng)歷的循環(huán)數(shù)，從萌生到擴(kuò)展至斷裂的壽命即為裂紋擴(kuò)展壽命。

一般情況下，疲勞壽命預(yù)測(cè)主要指估算結(jié)構(gòu)的裂紋萌生壽命，裂紋擴(kuò)展壽命一般通過(guò)基于斷裂力學(xué)理論的裂紋擴(kuò)展模擬進(jìn)行估算。疲勞壽命預(yù)測(cè)方法很多，從基本原理來(lái)講，可分為名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力應(yīng)變法、能量法、場(chǎng)強(qiáng)法等，航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)任一構(gòu)件（或結(jié)構(gòu)細(xì)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(huì)通過(guò)名義應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù)進(jìn)行壽命估算，因此，名義應(yīng)力法應(yīng)該稱(chēng)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浚J(rèn)為若一個(gè)構(gòu)件的危險(xiǎn)部位（點(diǎn)）的應(yīng)力-應(yīng)變歷程與一個(gè)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(jìn)行壽命預(yù)測(cè)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(xiàn)；而局部應(yīng)力應(yīng)變法需要計(jì)算結(jié)構(gòu)的局部應(yīng)力應(yīng)變歷程（彈塑性修正或非線(xiàn)性有限元方法），損傷計(jì)算采用了材料的應(yīng)變-壽命曲線(xiàn)。

圖10給出了NASA用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件壽命預(yù)測(cè)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(xì)節(jié)處理上則有很大不同，比如傳統(tǒng)壽命預(yù)測(cè)方法中，循環(huán)計(jì)數(shù)一般采用應(yīng)力或應(yīng)變雨流計(jì)數(shù)法，而NASA的工具中則采用了基于損傷的計(jì)數(shù)方法，以此捕捉飛行循環(huán)中大損傷。

四、航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)發(fā)生疲勞失效的情況，進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)的長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)。如下這些措施常用于提高結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度：

結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

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

嚴(yán)格控制溫度

疲勞強(qiáng)度一般隨著溫度的升高急劇下降，不能為了性能達(dá)標(biāo)而一味地提高溫度。

采用強(qiáng)化措施

采用各種表面強(qiáng)化處理、孔擠壓強(qiáng)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(qiáng)零部件加工制造工藝，嚴(yán)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(wèn)題引起的疲勞失效。

疲勞作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)破壞的主要因素之一，其預(yù)測(cè)、預(yù)防是航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中重要環(huán)節(jié)，希望上述簡(jiǎn)要介紹有助于大家了解航空發(fā)動(dòng)機(jī)中疲勞相關(guān)概念，了解航空發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞失效模式及其預(yù)測(cè)、預(yù)防。

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