强度丨608所&浙大：某型航空发动机燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命评估与试验方法
本文以某型发动机燃气涡轮叶片为例，该燃气涡轮叶片曾在整机试车时发生低循环疲劳断裂，通过对该叶片开展寿命预测和部件验证试验工作，实现了整机故障复现，验证了本文叶片低循环寿命预测的结果以及部件试验设计方法的可行性。
1 燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命预测
对某型发动机燃气涡轮叶片进行应力应变分析，根据线性损伤累积原理，获得单个循环中的疲劳损伤，从而预测燃气涡轮叶片的低循环疲劳寿命，并确定叶片的低循环疲劳试验考核和考核部位的试验温度。
如图1 所示，在典型循环下的温度场以及对应转速谱开展燃气涡轮叶片应力应变分析，结果表明，叶片伸根段为低循环疲劳破坏危险点，分别采用叶片线弹性应力应变分析和弹塑性应力应变分析发现，叶片伸根段线弹性分析的应力分布相对于弹塑性分析结果要显著降低，由此可知叶片伸根段存在较大的应力集中，且塑性变形后，低循环破坏点会发生偏移。综上所述，该燃气涡轮叶片的主要失效模式是以应变疲劳控制的低循环疲劳破坏，如图2 所示，根据DZ125 纵向试样低循环疲劳试验结果，代入主应变范围和主应力范围ΔεΔσ ＝10283.15 N-0.19719，得到燃气涡轮叶片的低循环疲劳寿命为5 862 cycle，考虑5倍储备系数后低循环疲劳寿命为1 172 cycle。
图1 设计点应力分析
Fig.1 Design point stress analysis
图2 DZ125 纵向取样700℃温度条件下低循环疲劳曲线［5］
Fig.2 Low cycle fatigue curve of DZ125 longitudinal sampling at 700℃
综合本节分析结果，燃气涡轮叶片考核部位、考核部位试验温度以及预测寿命循环数如表1 所示。
Tab.1 Low cycle fatigue test parameters of blades
2 燃气涡轮叶片低循环疲劳试验验证
涡轮叶片低循环疲劳试验设计的难点在于既要确保叶片考核部位的局部保持高温，同时又要避免转接轮盘因温度过高引起疲劳性能下降导致轮盘提前失效，影响叶片低循环疲劳考核目标的实现。
2.1 加热方案设计
涡轮叶片材料皆为高温合金，具有一定的导磁性，因而可以采用电磁感应加热涡轮叶片，以热传导的方式确保叶片考核部位所需的试验温度，同时控制加热范围，保证转接轮盘的温度不超过工作温度。
加热方案设计需要考虑的问题是叶片与加热线圈之间安全间隙的确定。若加热线圈离叶片较远，则达不到加热效果；若加热线圈离叶片过近，又有可能因为转子旋转变形与加热线圈发生碰磨，因此在加热方案结构设计时需提前对试验转子进行转子变形分析。
如图3 可知，叶尖径向最大变形为1.21 mm，在叶尖加热方案设计时，加热线圈内径应比叶尖外径大1.51 mm（间隙设为0.3 mm 综合考虑了安全裕度和试验转速提升带来的影响）。叶片排气侧轴向最大变形为0.43 mm，在叶片侧面加热方案设计时，加热线圈内径应比叶尖外径大0.73 mm。
图3 叶片工作状态变形
Fig.3 Blade working state deformation
如图4 所示，加热结构形式有叶尖上方加热和叶身两侧加热两种方式，通过对加热线圈进行设计、加工和调试后，最终确定以叶身两侧加热的方案能够达到叶片考核部位温度700℃的要求，且经过调整加热线圈与缘板的距离，最终确保了轮盘温度不超过其本身最高工作温度。
图4 加热方案
Fig.4 Heating scheme
2.2 温度标定
温度标定的目的，一是确认叶片考核部位达到了目标温度，且轮盘最高温度不高于设计点状态轮盘的最高温度；二是确认试验状态转子温度场符合要求，以此作为试验转速计算的输入。
由于目前尚缺少转子旋转时的温度标定手段，本次研究以静止状态转子的温度标定结果，代替转子旋转状态的温度场。转子变形主要是由于转子旋转离心力和热膨胀效应产生，对于转子静态温度标定，只要加热效果一致，则热膨胀效应产生的变形与旋转转子变形一致。
根据去热膨胀效应的转子变形分析，由于转子旋转引起的径向伸长在0.8 mm～0.9 mm 之间，又由于叶片的考核部位靠近叶片排气侧，因此温度标定用的等效加热线圈取排气侧的径向变形值0.89 mm，即试验用的加热线圈布置在叶片顶部至离缘板T mm 处，而温度标定用的加热线圈在此结构基础上径向距离整体下移T＋0.89 mm。
根据以上温度标定方法，对转子开展静态温度标定。测温采用焊接热电偶和红外测温结合的方式，调整加热装置功率，当考核点温度达到并稳定于考核温度后，记录各测点温度结果，作为传热分析的输入条件。
2.3 试验转速计算
根据温度标定结果开展传热分析发现，试验状态虽能做到叶片考核部位温度达到700℃，但试验状态温度场与设计点温度场存在差别，导致叶片考核部位区域应变发生了变化，为了试验状态能够模拟叶片考核部位在设计点时的应变状态，需要通过调整试验转速来满足损伤等效的目的。
疲劳试验通常可以通过控制应变和控制应力来进行。材料发生塑性变形进入屈服阶段后，小的应力变化将引起大的变形，此时进行疲劳试验时多采用应变控制［6］。且根据燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命预测，该叶片低循环疲劳主要是在应变疲劳作用下产生的，因此根据最大主应变等效原则计算试验转速
通过开展燃气涡轮叶片试验温度下不同转速的弹塑性应力应变分析，调整计算转速，使叶片考核部位主应变等于该位置在设计点状态时的主应变，实现试验损伤等效，最终确定试验转速为47 688 r/min。
3 试验结果
如图5 所示，将燃气涡轮转子安装在真空仓内，真空度200 Pa 以下，使用根据2.2 节确定的加热功率对燃气涡轮转子进行感应加热，使叶片伸根段考核部位温度达到700℃，并通过红外测温仪实时监测。循环加载程序如图6 所示，其中最小转速范围为3 000 r/min 和 最大转速47 688 r/min，最小和最大转速保持时间为2 s，每个低循环疲劳时间为150 s～170 s。累计循环至3 616cycle 时，转子上有残骸飞出，转子不平衡增大并掉落。低循环疲劳试验后，燃气涡轮盘整体未发生破裂。燃气涡轮叶片大部分发生断裂破坏，断裂位置以叶片缘板下方伸根处较多。
图5 叶片低循环疲劳试验
Fig.5 Low cycle fatigue test of blades
1⁃试验转子；2⁃加热装置；3⁃旋转试验台
1⁃Test rotor；2⁃Heating device；3⁃Rotating test stand
图6 试验循环加载图示
Fig.6 Test cycle loading diagram
抽取2 件叶片沿榫头排气边侧冷气通道剖切后，经扫描电镜观察：2 件叶片排气边侧伸根段内腔表面存在断续分布的微裂纹，微裂纹较总长约2 mm，如图7 所示，将裂纹打开后进行断口观察：裂纹断面较平坦，深均约为0.03 mm，表面氧化明显，可见放射棱线和疲劳弧线特征，性质为疲劳开裂，裂纹起始于伸根段内腔表面，呈线性多源特征，源区未见冶金缺陷。
图7 叶片裂纹断口微观形貌
Fig.7 Micro⁃morphology of blade crack fracture
此外，如图8 所示，剖切叶片裂纹位置与整机试车时的故障位置完全吻合，验证了涡轮叶片低循环疲劳试验设计的合理性。
4 结论
本文以某型发动机燃气涡轮叶片为例，开展了燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命研究。根据燃气涡轮叶片的应力应变分析，确定了低循环疲劳破坏危险点，并创新的提出了一种零部件试验台 完成的涡轮叶片低循环疲劳试验设计方法，该方法以电磁感应加热叶片的方式，通过热传导，使叶片考核部位达到工作温度；通过叶片与加热线圈的间隙设计，既保证了加热效率，同时避免转子旋转变形引起转静子碰磨；采用了无热膨胀效应变形分析，有效地解决了静止转子标定旋转状态下转子温度场的难题，并通过对比设计点和试验状态无热膨胀效应的变形误差，验证了该温度标定方法的有效性；对试验状态温度标定后，根据损伤等效的方法确定了试验转速和试验循环数。试验结果表明，燃气涡轮叶片预测寿命在5 倍寿命分散带以内，且部件试验叶片裂纹位置与整机试验结果吻合。
该方法的提出，有效地解决了部件试验难以验证高温涡轮叶片低循环疲劳寿命的问题，在设计初期进行涡轮叶片的部件疲劳寿命试验，提前摸清叶片的疲劳寿命，可大大降低后续整机试车风险，节约研制成本。
论文原文引用: 章的, 钱正明, 米栋等. 某航空发动机燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命研究[J]. 机械强度, 2022, 44(04): 1013-1016.
