《典型钛合金离心叶轮裂纹扩展试验研究》-工学论文，科技论文-论文范文参考-科学狗论文网

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典型钛合金离心叶轮裂纹扩展试验研究

范文

赵鑫刘宗晖

摘要：为了研究含表面缺陷的典型钛合金离心叶轮的裂纹扩展规律，在某涡轴发动机离心叶轮上预制表面裂纹并进行低循环疲劳寿命试验。试验结果表明，第一阶段预制的平行于最大周向应力的周向裂纹A.a在试验进行到第二阶段才完全沿轴向裂开，第二阶段预制的垂直于最大主应力方向的轴向裂纹B产生的自然萌生的裂纹长度已达7.52mm。可以认为，轮盘中心孔位置的垂直于最大主应力方向的轴向裂纹最易扩展。根据断口的定量分析，绘制da/dN曲线，可以预估含表面缺陷的典型钛合金离心叶轮裂纹扩展寿命，为其损伤容限设计提供参考。

关键词：涡轴发动机;表面缺陷;裂纹扩展;损伤容限

中图分类号：TG174 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2020）08-0065-04

在航空发动机适航技术研究中，将其失效能够引起发动机危害性影响的部件定义为发动机寿命限制件，如旋转轮盘等，设计中主要通过降低寿命限制件的失效概率来提高整机的安全性[1]。CCAR-33-R2第33.70条明确规定，申请人必须进行适当的损伤容限评估，以确定在零件的批准寿命期内，由于材料、制造和使用引起的缺陷导致的潜在失效。

目前，在军用航空发动机方面，寿命限制件的确定性损伤容限设计有一定的基础，但尚不能有效、全面支撑在研、现役发动机的发展，也无法转化到民用发动机上[2];而民用发动机研制尚属起步阶段，缺少设计与审定经验。总体上来说，国内尚无形成一套系统、全面的概率风险评估设计体系，也没有相应的软件工具和数据库支持，严重影响和制约着我国民用航空发动机的设计、试验验证、适航取证等方面发展。此外，由于我国的民用航空发动机适航规章已升级为CCAR-33-R2版，其中增加了CCAR 33.70发动机限寿件条款，故需增加寿命期内失效概率评估等新的技术手段以满足适航要求。

为了研究含表面缺陷的裂纹扩展规律，本文在离心叶轮表面预制裂纹，进行低循环疲劳试验，试验得到的数据可为损伤容限设计提供参考。

1 裂纹预制方法

预制裂纹采用电火花加工。考虑到无损检测的精度，初始裂纹长度为0.72mm。裂纹形貌为半椭圆形。

1.1 裂纹预制原则

裂纹扩展试验中选取能够使裂纹扩展速率最快的部位及开裂方向进行初始裂纹预制。

1.2 裂纹预制位置及方向选取

图1为离心叶轮起飞状态径向应力与周向应力分布图，最大径向应力位置及最大周向应力位置如图1所示。

按照初始裂纹预制原则，如图2所示，在最大径向应力位置布置垂直于径向应力方向的初始裂纹，在最大周向应力位置布置垂直于周向应力方向的初始裂纹。

2 试验结果

2.1 试验第一阶段

2.1.1初始裂纹数量及分布

根据裂纹预制方法，初始裂纹在离心叶轮上的具体分布情况如图3所示（红点位置），裂纹预制位置对应1.2节中指出的两个高应力点，为减小两条预制裂纹之间的相互干扰，两条裂纹相互错开。由于预制裂纹过程中，最大周向应力位置布置垂直于周向应力方向的初始裂纹A.a的裂纹方向实际是与最大周向应力方向平行，因此不易扩展，仅用于考察初始缺陷形式对裂纹萌生及扩展的影响。

2.1.2试验情况

被试品试验到3000次、6000次、9000次、12000次和12518次裂紋扩展试验后停止试验。完成每个阶段裂纹扩展试验后，将被试品与转接段进行分解，用体视镜对被试品的预制裂纹进行检查，检查情况见表1。

综合各循环次数与预制裂纹检查结果，考虑到计量误差，两个位置的预制裂纹几乎没有扩展。

2.2试验第二阶段

完成试验第一阶段12518次循环后，经计量检测，第一阶段预制的裂纹A.a和A.B尚未发现扩展。因此，在原内孔裂纹的180°方向重新预制了一条更易扩展的轴向方向的裂纹B（垂直于最大主应力方向），见图4，用于开展第二阶段的试验。

试验循环数从0开始计算，试验进行至（19500～19971）次阶段，临界转速下振动位移由150μm增加至200μm，试验停止。

将被试品与转接段进行分解，用体视镜对被试品的预制裂纹进行检查，检查结果见图5～图6，第一阶段预制的周向裂纹A.a已经自然萌生裂纹，且完全沿轴向方裂开，第二阶段预制的轴向裂纹B也产生自然萌生裂纹，且已产生较大裂纹长度，长为7.52mm。

3断口分析

周向裂纹A.a断面打开后宏观形貌见图7a。断面呈典型的扇形形貌，扩展棱线清晰，裂纹从萌生到停车状态所经历的循环数定量方向见图中箭头指示。体视显微镜下源区放大形貌见图7b，可明显看到扩展棱线收敛于电火花预置缺陷的边界;周向缺陷电火花加工痕迹为两次，第二次比第一次深，位置稍有错动。

轴向裂纹B断面打开后，裂纹从萌生到停车状态所经历的循环数定量方向见图中箭头指示。断面呈典型的扇形形貌，扩展棱线清晰。体视显微镜下形貌见图8a，源区放大形貌见图8b，可明显看到扩展棱线收敛于电火花预置缺陷的边界。

将周向缺陷和轴向缺陷裂纹断口用酒精做超声波清洗后，放入扫描电镜观察并进行疲劳区裂纹扩展寿命定量计算。

周向缺陷裂纹断面形貌见图9，源区未见明显的冶金缺陷;电火花加工痕迹为两次，第二次比第一次深，位置稍有错动;第二次脉冲预制的裂纹孔内可见微裂纹。断面未见冶金缺陷。

轴向缺陷裂纹断面形貌见图10，源区未见明显的冶金缺陷，电火花预制裂纹孔内可见微裂纹，断面未见冶金缺陷。

缺陷为电火花切割的线性缺陷，故认定其断口的疲劳扩展在缺陷边界是等寿命的，且疲劳扩展过程中同一条扩展弧线上的寿命是等同的，故本文选择预置缺陷边界为测定起点，连续测量裂纹沿着盘体纵向扩展的疲劳条带间距和距离源区边界的距离，定量的方向见图7a、图8a。

疲劳扩展寿命是断面疲劳条带数量总和，对应每一次裂纹张开和闭合;与试验载荷谱的循环次数不一定有直接对应关系。

采用列表梯形法[3]，即下面公式（1），对断面疲劳裂纹所经历的扩展寿命进行定量分析计算。从预置缺陷的边缘开始，在扩展区内沿着盘体纵向对疲劳条带间距逐点进行测定。

将周向缺陷疲劳条带测定的数据和计算数据列入表2;得到裂纹在该方向的裂纹扩展速率da/dN与距断口源区裂纹长度a的关系图见图11，利用公式（1）计算周向裂纹在该方向的疲劳扩展寿命ΣNn为15743次循环。

将轴向缺陷疲劳条带测定的数据和计算数据列入表3;得到裂纹在该方向的裂纹扩展速率da/dN与距断口源区裂纹长度a的关系见图12，利用公式（1）计算轴向裂纹在该方向的疲劳扩展寿命ΣNn为10688次循环。

4 结论

（1）轮盘中心孔位置的垂直于最大主应力方向的轴向裂纹最易扩展;

（2）检测表面裂纹长度，根据da/dN曲线可以判断典型钛合金离心叶轮裂纹扩展速率，预估典型钛合金离心叶轮裂纹扩展寿命;

（3）通过试验器监测系统，监测临界转速下的振动位移是否产生稳定的变化，可判断典型钛合金离心叶轮是否有裂纹。

参考文献

[1] Song X，Sarkar P，Veronesi W.Virtual Inspection：Optimum Sample Size for POD Experiment[J].Quality Engineering，2002，14（4）：623-644.

[2] 航空航天工业部科学技术研究院译.《美国空军损伤容限设计手册》[M].西安：西北工业大学出版社，1989.

[3] 冯振宇，李振兴.基于可靠性的裂纹检出概率曲线测定方法[J].无损检测，2010，32（4）：249-252.

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