强度丨航空发动机的疲劳问题、疲劳寿命评估技术及抗疲劳方法

疲劳被称为机械构件的致命杀手，据统计，机械零部件的破坏很大比例是由疲劳引起的（根据不同的数据来源及统计方法，常见的比例在40%~90%）。发生在1842年的凡尔赛铁路事故、世界第一个大型喷气客机“彗星”号的空中解体、美国F-15战斗机的空中解体、震惊世界的德国高铁事故等知名灾难均源于金属的疲劳。

图1 凡尔赛铁路事故（左上）、“彗星”号客机（右上）、F-15战斗机空中解体（左下）、德国高铁事故（右下）（图片源于网络）

疲劳也是航空发动机部件失效的主要原因之一，根据1996年Cowles B等人对普惠公司军用发动机典型零部件失效模式的统计，在所有失效模式中，和疲劳相关的失效占到49%。民机和军机的失效模式比例或有不同，不同阶段比例也有变化，但足以说明疲劳在航空发动机零部件失效中所占比重。

图2 航空发动机典型部件失效模式比例

图3 反复弯折导致铁丝疲劳破坏

图4 疲劳破坏典型断口图

• 应力集中：疲劳源总是出现在应力集中的地方，必须注意构件的细节设计以避免严重的应力集中，比如加大剖面突变处的圆角半径；
• 表面状态：疲劳裂纹常常从表面开始，所以表面状态对疲劳强度会有显著的影响，表面加工越粗糙，疲劳强度降低、越严重；

• 温度：一般随着温度的升高，疲劳强度会降低。

• 按失效周次：高周疲劳和低周疲劳
• 按应力状态：单轴疲劳和多轴疲劳
• 按载荷工况和工作环境：常规疲劳、高低温疲劳、热疲劳、热机械疲劳、腐蚀疲劳、接触疲劳、微动磨损疲劳和冲击疲劳。

高周疲劳破坏从80年代中期显现，到90年代中期已经成为美国战斗机动力的主要失效模式。1994年朝鲜半岛局势紧张之时，美国空军主力战机F-15和F-16因为高周疲劳故障分别被限制使用和停飞，以至于美国于1994年启动涡轮发动机高周疲劳科学与技术计划 (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。图5即为该计划突出成果之一—激光冲击强化技术用于提高发动机叶片高周疲劳性能。

图5 激光冲击强化技术

图6 HCF计划中测试的叶片

对温度影响可以忽略的零部件，起落循环引起的疲劳问题相对简单。但在涡轮等热端部件中的情形却非常复杂，因为除了应力应变循环引起的疲劳损伤外，也存在高温引起的蠕变损伤，而且温度也循环变化。通过下面几幅图简单了解下航空发动机起落循环过程中可能出现的疲劳损伤模式。

图7 起落循环中机械载荷与温度的关系，红线代表温度，黑线代表应力或应变

• 等温疲劳；

• 等温蠕变疲劳；

• 同相位热机械疲劳；

• 反相位热机械疲劳：

• 同相位热机械蠕变疲劳；

• 反相位热机械蠕变疲劳。

其中，等温疲劳就是常规等温低周疲劳，不考虑蠕变及温度变化的影响；等温蠕变疲劳考虑了高温引起的蠕变损伤，但不考虑温度变化的影响；最具代表性的两种极限形式的热机疲劳：同相热机疲劳 (in-phase) 和异相热机疲劳 (out-phase) 。同相热机疲劳是指当温度升高时，机械载荷也相应增大，温度升高到最大时，机械载荷也加大到最大值；异相热机疲劳则正好相反，当温度升高时，机械载荷相应下降，当温度升高到最大时，机械载荷下降到最小值。同相位热机械蠕变疲劳和反相位热机械蠕变疲劳，在热机疲劳循环的同时引入保载时间以考虑蠕变造成的损伤。

航空发动机中温度影响不明显的零部件，起落循环造成的疲劳可看成是等温纯疲劳问题，对涡轮叶片、盘等热端部件，温度效应不可忽略，其损伤形式应该是热+机械+蠕变的疲劳损伤形式。但是由于热机疲劳试验需要昂贵的设备，并且要耗费大量的时间，所以通常情况下采用最高工作温度下的等温疲劳或蠕变疲劳的试验数据，来预测和评估热机耦合下的疲劳行为及寿命。

然而，研究发现在高温等温疲劳和热机耦合疲劳条件下，循环的应力-应变响应、裂纹的萌生及扩展并不一致，相同应变幅下，热机疲劳寿命要远低等温疲劳寿命。所以采用高温等温疲劳试验数据来预测热机疲劳的寿命，并不像预想的那样偏于保守，很多情况下是非保守的。

名义应力法以应力为控制参量，假设对任一构件（或结构细节或元件），只要应力集中系数KT相同，载荷谱相同，它们的寿命就相同。由于目前结构应力分析普遍采用有限元方法，所获得的应力值都是局部应力，一般情况下不会通过名义应力和应力集中系数进行寿命估算，因此，名义应力法应该称为基于应力的方法更为合适。局部应力应变法以应变为控制参量，认为若一个构件的危险部位（点）的应力-应变历程与一个光滑试件的应力-应变历程相同，则寿命相同。

图9给出了基于应力的方法和局部应力应变法，进行寿命预测的基本流程，最主要的区别是：基于应力的方法采用了弹性应力分析结果和应力-寿命曲线；而局部应力应变法需要计算结构的局部应力应变历程（弹塑性修正或非线性有限元方法），损伤计算采用了材料的应变-寿命曲线。

图9 寿命预测流程

图10给出了NASA用于航空发动机部件寿命预测的工具框架，其基本思路与传统的应力方法是相似的，但是在细节处理上则有很大不同，比如传统寿命预测方法中，循环计数一般采用应力或应变雨流计数法，而NASA的工具中则采用了基于损伤的计数方法，以此捕捉飞行循环中最大损伤。

图10 NASA寿命预测工具框架及应用实例

图11 榫槽底部后圆角设计缺陷造成的高应力导致涡轮盘破裂

图12 正在进行表面强化的叶片

图13 孔强化的航空发动机

参考文献：

[1] 闫晓军, 聂景旭. 涡轮叶片疲劳. 北京: 科学出版社, 2014.

[2] Cowles B. High cycle fatigue in aircraft gas turbines-an industry perspective. International Journal of Fracture, 1996, 80 :147-163.

[3] Gyekenyesi J Z, Murthy P L N and Mital S K. NASALIFE-Component fatigue and creep life prediction program [R]. NASA/TM-2005-213886, 2005.

[4] 姚卫星. 结构疲劳寿命分析. 北京: 国防工业出版社, 2003.

[6] Erwin V. Zaretsky, Jonathan S. Litt, and Robert C. Hendricks. Determination of Turbine Blade Life From Engine Field Data [R]. NASA/TP—2013-217030, 2013.

[7] Thomas M. Bartsch. High Cycle Fatigue (HCF) Science And Technology Program 2001 Annual Report [R]. AFRL-PR-WP-TR-2002-2060.