强度丨中国飞机强度所：航空发动机典型材料的超高周疲劳及试验技术研究综述

航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位，长期服役于高温、高载等极端环境，疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展，发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状，对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述，包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术，并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。

新一代航空发动机具有高推重比、高可靠性、长寿命等重要性能指标，如何提高航空发动机的可靠性、延长其安全寿命是航空发动机研制、使用和发展的薄弱环节之一［1］。据相关统计，疲劳破坏占航空发动机研发问题的40%以上，其中高周疲劳问题尤为突出，是航空发动机和燃气轮机失效的主要原因，经常发生在压气机、叶盘、涡轮叶片等处，高周疲劳导致失效事故的数量超过低周疲劳、腐蚀、过载等问题引起失效事故的总和［2］。

为预防金属材料发生疲劳危害，研究人员进行了大量的试验研究，传统研究一直将低周疲劳（破坏循环周次低于104~105）和高周疲劳（破坏循环周次在105~107）作为研究重点，但新的研究表明，对于大多数材料而言，不存在传统疲劳意义上的疲劳极限，在循环应力幅值远低于材料的屈服强度的情况下，在107次循环以上材料仍然会发生疲劳断裂［3-4］。由此，学术界提出了超高周疲劳的概念，即在疲劳载荷作用下，合金材料疲劳寿命达到107次循环以上的过程。在航空发动机中，具有典型超高周疲劳特征的合金材料如钛合金、镍基高温合金等，被广泛应用于航空发动机的压气机叶片、涡轮叶片、涡轮盘等部件。

综上所述，开展航空发动机结构材料的超高周疲劳性能研究，既是解决发动机疲劳问题的迫切需求，又是其未来发展的必然趋势。因此，本文从超高周疲劳关注领域、实验系统、试验技术三个角度阐述目前国内外材料超高周疲劳的研究现状及进展，分析当前研究情况的特点与不足，并对超高周疲劳领域的技术发展做出预测。

1 超高周疲劳关注领域研究现状

发动机合金材料超高周疲劳领域较为关注的问题有两个方面：一是超高周疲劳裂纹萌生及扩展机理；二是可描述超高周疲劳机理及性能的模型。材料疲劳裂纹萌生源于材料表面或内部，一般情况下表面裂纹萌生是因材料内部微观缺陷（微裂纹、孔洞及夹杂物等）在循环载荷作用下产生的；内部裂纹的萌生则是由材料内部晶体滑移断裂引起的。针对航空发动机叶片/叶盘常用的钛合金材料，研究人员发现微观α 相解理的起源方式是钛合金超高周疲劳裂纹萌生的主要原因：α 相在解理后形成facet（小解里面）特征，然后由无数facet 聚集形成粗糙断面RA，之后进入“鱼眼”（FiE）特征区域，最终疲劳裂纹完成稳态扩展阶段（SCG）［5］，疲劳裂纹的萌生—断裂过程如图1所示。

图1 钛合金超高周疲劳裂纹萌生—断裂过程［5］

Fig.1 Initiation and fracture process of VHCF crack in titanium alloy［5］

刘小龙等［6］发现Ti-6Al-4V 钛合金在不同载荷及温度下出现不同裂纹萌生方式，主要表现出3种裂纹萌生方式（表面滑移裂纹萌生、表面解理裂纹萌生和内部解理裂纹萌生），表面与内部裂纹萌生根据不同实验条件出现竞争机制，如图2 所示；焦泽辉等［7］利用常规疲劳试验方法对TA11 钛合金超高周疲劳行为进行探究，发现应力比也是影响超高周疲劳裂纹萌生的因素之一，应力比R=0.1 时裂纹萌生于材料表面，R=0.5 时裂纹萌生于材料内部。

图2 钛合金材料3 种超高周疲劳裂纹萌生方式［6］

Fig.2 Three initiation modes of VHCF cracks in titanium alloy materials［6］

K.S.Chandran 等［8］发现了α 相比例对钛合金疲劳行为的影响：初生α 相体积比例较低时，在各量级应力水平下微观结构一致的材料发生疲劳裂纹表面萌生和内部萌生的概率基本一致；当α 相体积比例较高时，高应力载荷下裂纹萌生于试样表面，低应力载荷下裂纹萌生于试样内部。对于发动机高温合金材料，燕怒等［9］探究常温条件下GH4169 材料超高周疲劳行为，通过多组试验发现疲劳裂纹主要萌生于材料表面，少部分萌生于材料内部；顾玉丽等［10］开展常温和700 ℃下DZ125 定向凝固合金超长寿命疲劳试验，表明常温条件下裂纹起源于材料表面，700 ℃时裂纹起源于材料内部。

为了研究超高周疲劳裂纹的萌生方式，研究人员将关注重点放在裂纹萌生区域形成的机理与模型上，较为著名的有T. Sakai 等［11-12］提出的“细晶层形成与分离”机理模型，认为经历超长寿命循环，材料中夹杂物周围的裂纹萌生区发生塑性变化，使其在裂纹萌生之前形成细晶层，并与基体分离形成裂纹面粗糙的萌生区，萌生区达到临界尺度后进入Paris 裂纹扩展区，如图3 所示。

图3 “细晶层形成与分离”机理模型［11-12］

Fig.3 Mechanism model of fine crystal layer formation and separation［11-12］

H.Oguma 等［13-14］提出了“萌生区裂纹面冷焊”机理模型，其在研究钛合金超高周疲劳裂纹萌生时注意到裂纹萌生区的形成总是处于真空环境，并联系到高强钢等材料具备相同情况，即萌生的裂纹面在真空中往复接触发生“冷焊”过程，如图4所示。除此之外还有“氢助裂纹萌生机理模型”“球状碳化物弥散分离机理模型”等，但无论是哪一种裂纹萌生区形成机理目前均没有充分的实验依据来证明，仅作为一种科学假想。

图4 “萌生区裂纹面冷焊”机理模型［13-14］

Fig.4 Mechanism model of ncold welding of crack surface in initiation zone［13-14］

综上所述，发动机材料超高周疲劳裂纹萌生方式及扩展机理受多种因素的影响（载荷大小、温度条件、应力比及晶体体积比例等），由于不同合金材料微观组织具有差异，加之试验环境和加载方式的影响，研究人员未形成统一意见，需要大量的超高周疲劳试验结果进行验证；为解决上述问题，各研究机构开展了超高周疲劳实验系统研制生产工作。

2 超高周疲劳实验系统研制现状

涡轮盘及叶片在航空发动机运行中的转速可达12 000 r/min，承受着高频小振幅的离心载荷作用。基于发动机结构的受载形式，超高周疲劳实验系统分为两类：一类是超高周常规疲劳实验系统，以电磁振动台和高频疲劳试验机为基础；另一类是超高周加速疲劳实验系统，以超声疲劳试验机为基础。系统同时包含主动加热设备、冷却设备以及损伤检测设备等。

2.1 超高周常规疲劳实验系统研制现状

2.1.1 高频疲劳试验机研制

作为实现疲劳试验的常用设备，国外科研机构与院校较早开始超高周疲劳试验机的研发工作。传统疲劳试验技术有其独特的优势，当前仍有不少研究人员使用传统疲劳试验方法进行超高周疲劳研究。美国MTS 公司研制了最高可加载1 000 Hz 的超高频疲劳试验机［15］，如图5（a）所示，该试验机最大负载能力为25 kN，相比传统的低频疲劳试验机，其既缩短了试验周期又提高了负载能力；德国RWTH Aachen 大学研制的400 Hz 高频疲劳试验机［16］，最大加载能力可达100 kN，同时配备高分辨率热像仪进行损伤实时监测，如图5（b）所示。

图5 高频疲劳试验机［15-16］

Fig.5 High frequency fatigue testing machine［15-16］

2.1.2 高频电磁振动台研制

高频试验机虽然可以完成超长寿命疲劳试验，但耗时巨大，且试验功能单一。因此，为满足应用于各种类型的发动机结构的金属材料在高频、低幅、高循环的疲劳研究，实现材料及构件正常使用状态下共振响应频率状态的振动疲劳试验，研究人员探索发展出一种基于电磁振动台的超高周疲劳试验技术，作为高频疲劳试验技术的补充。

西北工业大学的邵闯［17］开展了300 Hz 频率下高强钢材的轴向拉伸疲劳试验，其特点是将试件一端固定在振动台面中心、另一端连接一个具有较大质量的刚性物体，利用振动台产生共振激励的正弦载荷，在试验过程中通过振动控制仪控制刚性物体的振动加速度过载，形成具有固定频率的交变载荷，从而实现材料的轴向高频振动疲劳试验，如图6 所示；同时，设计出一种水平振动滑台疲劳载荷施加方案，如图7 所示。

图6 振动台垂直加载方案［17］

Fig.6 Vertical loading scheme of shaking table［17］

图7 振动台水平加载方案［17］

Fig.7 Shaking table horizontal loading scheme［17］

中国航发北京航空材料研究院的陈新等［18］研制出基于电磁振动台的超高频振动疲劳实验系统，该系统包括信号采集和控制系统、激光位移传感器、加速度传感器、三维DIC 系统和专用夹具等组成部分，如图8~图9 所示；该试验方法针对发动机叶片材料超高周疲劳性能测试而设计，试验过程中试验件的振动频率可达1 700 Hz 以上，与叶片服役频率相当，能够完成109循环数的超高周疲劳测试。

图8 超高频振动疲劳实验系统［18］

Fig.8 UHF vibration fatigue test system［18］

图9 超高频振动疲劳试验件［18］

Fig.9 UHF vibration fatigue test piece［18］

2.2 超高周加速疲劳实验系统研制现状

高频疲劳试验机与电磁振动台虽然都可实现107次循环以上超长寿命试验，但试验成本较大，耗时较长，制约了疲劳试验研究的发展与进步，超声疲劳实验系统的研制成为关注的重点。超声疲劳实验系统的工作原理是利用超声信号发生器将工频电压转换为正弦电信号，通过换能器和变幅杆将电信号转化为机械振幅并放大，最终与试件完成共振的过程［19］，如图10 所示。超声疲劳实验系统可用来开展材料超长寿命疲劳试验，具有频率高、耗时短、节能等特点。

图10 超声疲劳实验原理［19］

Fig.10 Principle of ultrasonic fatigue experimental［19］

在超声疲劳实验系统研制方面，Bathias 实验室较早开展超声疲劳实验系统研制工作［20］，成为行业领先。其开发的实验系统包含以下组件：超声信号发生器、换能器、变幅杆、试验件，其通过对电源信号的转化可实现20 kHz 的机械振动，此外还配备了控制、记录系统，如图11 所示。

图11 Bathias 实验室超声疲劳实验系统［20］

Fig.11 Bathias Laboratory ultrasonic fatigue experimental system［20］

日本SHIMADZU 公司开发出USF-2000 超声疲劳实验系统，如图12 所示，该产品工作频率可达20 kHz±500 Hz，可实现1 000 MPa 级别材料超长寿命疲劳试验，试验件断口公称应力可达100~500 MPa［23］。

图12 SHIMADZU USF-2000 超声疲劳实验系统［23］

Fig.12 SHIMADZU USF-2000 Ultrasonic Fatigue test system［23］

近些年，对超长疲劳寿命疲劳研究领域较为关注的高校也开展了诸多超声疲劳实验系统研制工作。例如，德国Kaiserslautern 大学的M. Garcia等［21］研发的超声疲劳试验装置如图13 所示，该装置用于钛合金Ti-6A-4V 材料的超高周疲劳寿命研究，试验振幅可达（55±5） μm，试验系统采用两阶变幅杆结构，可实现振幅位移的二次增加，同时使用红外测温仪监测试验期间试验件表面温度的变化，并利用激光位移传感器反馈试验件末端的位移大小。

图13 Kaisersalauern 大学超声疲劳实验装置［21］

Fig.13 Kaisersalauern University ultrasonic fatigue experimental facility［21］

目前国内外超高周常规疲劳实验系统与加速疲劳实验系统研制技术均较为完善，经过大量试验，结果表明：超高周常规疲劳实验系统的试验结果可靠性更高，但试验成本较大；超高周加速疲劳实验系统的试验成本较低，但试验结果的分散性较大，且通过两种疲劳实验系统得到的试验数据，其适用性尚未被证明。

3 超高周疲劳试验技术研究现状

随着超声疲劳实验系统的逐步开发，为模拟发动机部件实际工况，了解材料超高周疲劳性能及断裂机制，研究人员基于超声试验装置开展了加速疲劳试验技术的提升与完善。

3.1 超高周疲劳试验加载技术研究现状

3.1.1 超声轴向振动疲劳试验加载技术研究

超声轴向振动疲劳试验作为基础性试验被大量用于探究材料的超高周疲劳性能，超声轴向振动疲劳试验多采用沙漏型及狗骨型试验件，如图14 所示。

图14 超声轴向振动试验件［22-23］

Fig.14 Ultrasonic axial vibration test piece［22-23］

对于沙漏型试验件，以试验件的轴向为x 轴，u（x，t）为在x 轴上t 时刻处的位移幅值，其纵波方程为

式中：ρ 为材料密度；L（x）为沙漏型试件在坐标轴x处的横截面积。

作用在该截面的力可表示为

式中：Ed为材料的动态弹性模量。

根据分离变量法可得横截面积沿轴线的变化为

式中：R1 为试验件半径；R2 为试验件两端柱体半径。

对于狗骨型试验件，以纵向为x 轴，u（x，t）为振动波在t 时刻发生的位移，L（x）为试件横截面积，其纵波动方程为

可将u（x，t）分离变量成：

最终可得试件各段横截面积为

式中：L0为试验件圆弧平直段长度。

为了探究应力比对超高周疲劳裂纹扩展的影响，获得材料的S-N 曲线及单调拉伸强度和对称载荷下的疲劳强度所构成的Goodman 曲线，四川大学的Huang Zhiyong 等［24］研制出可变应力比的超声疲劳试验加载系统，该系统以电子试验机作为加载框架，通过添加平均应力的方式实现不同应力比（R 分别为-1，0.1，0.5）的超声疲劳试验加载技术，如图15 所示。

图15 四川大学超声疲劳试验方案［24］

Fig.15 Ultrasonic fatigue test program of Sichuan University［24］

3.1.2 超声弯曲振动疲劳试验加载技术研究

发动机叶片在高速旋转状态下工作，承受强迫振动或自激振动引起的共振、颤振和压气机喘振等振动载荷。叶片容易发生整体断裂，影响发动机运行安全。对此，研究人员开展材料超长寿命弯曲振动试验技术研究，主要包括为超声三点弯曲疲劳试验与悬臂梁弯曲疲劳试验。

空军工程大学的陈超等［25］给出了高温合金材料三点弯曲超声疲劳试验方案，试验件为平板，固定在两个支点上，试验时先施加一静载荷，使试样受到静弯曲力的作用，然后施加20 kHz 的超声疲劳载荷，在超声变幅杆的激励下，平板试验件产生弯曲振动，由谐振引起的疲劳载荷与预先加载的静应力场叠加，完成三点弯曲疲劳试验，如图16所示。

图16 三点弯曲疲劳试验方案［25］

Fig.16 Three-point bending fatigue test scheme［25］

空军工程大学的高 潮等［26］基于超声疲劳实验系统设计出一种悬臂薄片状试验件，试样夹持部分作螺纹连接，并在自由端设置半圆型凹槽，可将最大应力区域移向自由端，在变幅杆的激励下形成高频振动，如图17 所示。

图17 超声弯曲疲劳试验方案［26］

Fig.17 Ultrasonic bending fatigue test scheme［26］

试验件最大应力截面上的应力幅值σmax 与试样端部输入位移幅值A0之间满足正比例关系，即：

式中：Cs为试验件的振动位移应力系数，其单位是MPa/μm，其值与材料的密度、弹性模量及试验件尺寸相关。

3.1.3 超声扭转振动疲劳试验加载技术研究

扭转疲劳也是一种常见的发动机部件疲劳失效模式，其疲劳裂纹萌生和扩展机理与拉压疲劳差异较大。扭转超声疲劳实验系统在基本超声疲劳实验系统的基础上研制并改进的，核心是将系统的输出由轴向转为扭转。

西北工业大学的Xue Hongqian 等［27］自主研发出一套超声扭转疲劳实验系统，其原理是利用轴向位移变幅杆将换能器输出的轴向振动位移放大，以满足转换要求，再通过耦合器，用连接销钉将轴向位移变幅杆放大的轴向振动位移转换成周向振动位移，扭转振动变幅杆驱动试件以达到扭转超声疲劳试验的目的，如图18 所示。

图18 超声扭转疲劳试验方案［27］

Fig.18 Ultrasonic torsion fatigue test scheme［27］

3.1.4 超声复合加载疲劳试验技术研究

根据飞机的起飞—巡航—着陆过程中，发动机部件承受着离心载荷及气动效应引起的振动载荷的联合作用，如图19 所示。研究人员开展超声复合加载疲劳试验，但截至目前，由于技术层面的限制，超声复合加载疲劳试验技术研究主要集中在拉—扭复合技术。

图19 发动机叶片受载形式

Fig.19 Type of engine blade load

吉林大学的郭思廷［28］基于超声拉压疲劳实验系统研制出一种新型超声扭转转换装置，通过在圆柱体夹具上加螺旋槽来实现振动模式的变换，这种方法转化率高、装置简单，可直接与超声轴向谐振系统通过螺纹连接，将超声轴向振动转换为扭转振动，从而进行超声多轴疲劳试验，如图20所示。

图20 超声拉扭复合疲劳试验方案［28］

Fig.20 Ultrasonic tension-torsion composite fatigue test scheme［28］

3.2 超高周疲劳试验温度控制技术研究现状

金属材料在承受超声疲劳加载时，由于过高频率振动使得材料内阻尼作用出现自发热的情况，对超高周疲劳试验数据的准确性产生一定影响［29］。

针对这一现象，罗娟等［30］采用间歇振动加载，同时利用压缩空气对试件进行冷却，使试件在加载过程中稳定在室温，冷却系统由温度传感器、液氮罐、调压器和温度数显调节仪组成，采用低温氮气对试样进行冷却，有效地降低了试样温度。冷却系统控制原理如图21 所示。

图21 冷却系统控制原理［30］

Fig.21 Cooling system control principle［30］

University of Michigan 的J. Z. Yi 等［31］基于发动机涡轮叶片工作环境，开发了一种能在1 000 ℃下工作的超声疲劳实验系统，用于开展PWA 1484镍基单晶高温合金材料超声疲劳试验，研究单晶高温合金在1 000 ℃下的超高周疲劳性能，该装置采用感应线圈加热试件，用红外高温计监测试件部分的温度，使用附加在试件上的热电偶进行温度校准，如图22 所示。

图22 1 000 ℃感应加热装置［31］

Fig.22 1 000 ℃ induction heating device［31］

3.3 超高周疲劳试验损伤检测技术研究现状

超高周疲劳裂纹萌生过程一直是疲劳研究领域密切关注的重点问题，研究者们已开展了适用于超高周疲劳过程损伤检测技术的研发，实现在试件断裂之前实时检出损伤，从而完成对材料损伤程度的预判。

目前，针对疲劳过程常用的损伤检测技术有红外热像、非线性超声等。红外热像检测技术应用较为广泛，其原理是利用红外热像仪对超高周载荷下试件的表面温度进行测量，当损伤产生时试样的表面温度发生相应变化，从而将疲劳损伤过程温度的响应特征与试件内部或表面微观机制变化联系起来，作为超高周疲劳损伤早期产生的判定标准［32］，检测装置如图23 所示。

图23 红外热像检测装置［32］

Fig.23 Infrared thermal image detection device［32］

Osnabrück 大学的U. Krupp 等［33］研制出适用于损伤监测的超声疲劳试验加载装置，如图24（a）所示；该试验装置将谐振系统固定于支架上，便于完成损伤监测过程；红外热像仪反馈Ti-6Al-4V钛合金材料在不同循环次数时试验件表面温度的变化情况如图24（b）情况所示，展示了超高周疲劳损伤的扩展过程。

图24 超声疲劳损伤监测装置［33］

Fig.24 Ultrasonic fatigue damage monitoring device［33］

材料级超声疲劳拉压试验技术相比超声弯曲、超声扭转、超声复合加载等技术更加成熟，但超声试验方法暂时无法应用到叶片等完整结构件。对于高温试验则是通过电磁感应加热方式实现，超高周疲劳损伤监测技术以红外热成像技术为主，试验技术的多元化也是未来的发展趋势之一。

4 结束语

1） 典型材料如钛合金、高温合金超高周疲劳裂纹萌生方式及扩展机制受材料微观组织、载荷大小、温度条件、应力比及晶体体积比例等多种因素的影响，尚未有统一的理论证实，后续可采取控制变量等研究方法并结合加速与常规试验方法进行对比验证，从而揭示材料超高周疲劳失效机理。

2） 国内外各研究机构及高等院校已具备较为成熟的常规与加速试验设备研制能力，但仍需解决和证明以下相关问题：①相比传统疲劳试验方法，超声疲劳试验技术所得到的试验结果是否有效；②高温试验时，如何降低由于电磁线圈加热导致的材料表面与内部形成温度差进而对试验结果造成的影响；③在高温试验环境下，红外热成像监测技术的应用受到阻碍，非接触应变测量、非线性超声射线等新型损伤检测方法将成为重点探索的方向。

3） 超高周疲劳领域依然有其他亟待解决的问题，例如超声疲劳试验的频率效应、试样自发热现象对材料超高周疲劳特性的影响等。因此，未来研究重点依然聚焦于超高周疲劳试验技术的创新与普及，同时须梳理出各种工况下发动机典型材料超高周疲劳性能及失效机理，这对我国航空发动机结构设计与性能提升具有重要意义。