基于材料疲劳特性的零部件低周疲劳试验载荷修正

柏汉松，曹航

（中国航发沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

基于材料疲劳特性的零部件低周疲劳试验载荷修正

柏汉松，曹航

（中国航发沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

航空发动机零部件低周疲劳试验时，由于试验温度与发动机实际工作环境温度不一致，需要对载荷进行修正。基于材料疲劳特性数据，给出了一种疲劳试验的载荷修正方法。该方法可综合考虑循环次数、循环类型、应力集中、循环硬化/软化等材料特性的影响，相比以往依据极限强度进行载荷修正的方法更为全面、合理。同时，给出了基于材料疲劳特性进行载荷修正的流程图，通过实例介绍了该方法在低周疲劳试验载荷修正中的应用。

航空发动机；载荷修正；低周疲劳；应力集中；循环硬化/软化；极限强度

1　引言

航空发动机主要零部件在工作中需长期承受复杂交变载荷的作用，高应力（应变）水平下的疲劳破坏模式需要在部件设计和试验验证中予以考虑。但由于受到试验器条件限制，在试验器上进行零部件低周疲劳试验时，很难完全模拟发动机工作的真实高温环境，因此通常对载荷进行修正以使在室温下进行的疲劳试验更为合理。《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》［1］中明确要求疲劳试验时需考虑试验温度下的材料特性，为此需要对疲劳试验载荷进行调整。在零部件工作温度没有高到蠕变问题变得突出及其自身残余应力不足以产生大的影响的条件下，通过调整载荷的方法在室温下进行的疲劳试验其损伤与真实高温环境下的相当。

国内蔡力勋等［2-4］通过标准试样的疲劳性能试验研究，得出了多种材料疲劳特性与温度的关系，但这些试验数据如何在零部件疲劳试验中加以应用，相关文献报道较少。在载荷调整方法方面，目前工程上通常采用不同温度下材料的极限拉伸强度比值对疲劳试验用载荷进行修正，因这种方法简单且对材料性能数据的要求较少而被广泛使用。但这种载荷修正方法未考虑不同温度下循环次数、循环类型、应力集中、循环硬化/软化等影响材料疲劳性能的因素，具有很大的局限性，可能导致载荷修正过大或过小。本文通过研究航空发动机上常用的钛合金和高温合金材料在不同温度下的疲劳性能数据特点，提出一种综合考虑上述影响的载荷修正方法，使修正过程更为全面、合理。

2　利用极限强度进行的载荷修正

以往由于材料疲劳性能数据匮乏，航空发动机零部件在室温替代实际高温环境进行疲劳试验时，通常采用两种温度下的极限强度比值作为载荷修正系数：

式中：σb试验温度、σb工作温度分别为试验温度和工作温度下材料的极限强度。

获得载荷修正系数后，将实际高温环境下的工作载荷乘以载荷修正系数，即可得到试验温度条件下的疲劳试验载荷。

3　利用疲劳数据进行的载荷修正

随着材料基础研究投入的增加，可获得的材料疲劳性能数据大大增加。为此，可利用材料试验获得的S-N曲线直接进行载荷修正，解决利用极限强度进行载荷修正的不足。

3.1疲劳循环次数的影响

由于材料的疲劳强度随循环次数变化，因此采用不同循环数的疲劳强度进行修正获得的载荷修正系数会不同。表1给出了航空发动机机匣、轮盘等主要零部件常用的三种材料（ZTC4、TC17、优质GH4169）［5］，在理论应力集中系数Kt=1、应变比R=-1时，利用极限强度和疲劳强度两种方法获得的载荷修正系数。图1～图3给出了三种材料的载荷修正关系。可见，依据极限强度得到的载荷修正系数是一个定值，而依据疲劳强度得到的载荷修正系数是一个范围值，随循环次数变化。TC17和优质GH4169材料的载荷修正系数变化不大，而ZTC4材料的变化范围较大，是ZTC4材料在20℃和300℃两种条件下的S-N曲线规律不一致所致。相对于依据极限强度所得的载荷修正系数，依据疲劳强度得到的载荷修正系数ZTC4的偏小，TC17的较为接近，而优质GH4169的偏大。

表1　利用不同方法获得的载荷修正系数列表（Kt=1、R=-1）Table 1 Load correction coefficient by different methods（Kt=1、R=-1）

图1　ZTC4的载荷修正系数（300℃修正到20℃）Fig.1 The load correction coefficient of ZTC4（300℃to 20℃）

图2　TC17的载荷修正系数（300℃修正到20℃）Fig.2 The load correction coefficient of TC17（300℃to 20℃）

3.2疲劳循环类型的影响

航空发动机零部件所受低周疲劳载荷以脉动循环（R=0）为主，而目前材料手册中的疲劳数据大多只提供对称循环（R=-1）疲劳性能数据，为此，本文比较了不同循环类型下的载荷修正系数，见表2。

图3　优质GH4169的载荷修正系数（600℃修正到400℃）Fig.3 The load correction coefficient of high-quality GH4169（600℃to 400℃）

图4　优质GH4169不同循环类型载荷修正系数（650℃修正到450℃）Fig.4 The load correction coefficient of high-quality GH4169 for different cyclic types（650℃to 450℃）

表2　不同循环类型影响的载荷修正系数Table 2 Load correction coefficient for different cyclic types

从表2中可见，ZTC4、优质GH4169的载荷修正系数在不同循环类型条件下较为接近，分析认为在不同循环类型条件下循环的滞后回线的形状比较接近，只是脉动循环的滞后回线相对于对称循环的滞后回线沿应变轴进行了平移［6］，不影响载荷修正系数。优质GH4169在450℃、650℃下较全面地完成了不同循环类型的疲劳性能测试（图4），如将650℃修正到450℃，只要循环数确定，可以认为脉动循环与对称循环两种循环类型下的载荷修正系数近似相等，误差小于5%。从表2中还可看出，TC17两种循环类型获得的修正系数差异较大，原因是TC17在对称循环类型下20℃时的疲劳强度比200℃低，这与材料疲劳性能随温度变化的一般规律完全相反。因此，需要根据零件的循环类型来选择相同循环类型的疲劳性能数据进行修正，否则易带来较大误差。

3.3应力集中的影响

航空发动机零部件由于低周疲劳而发生破坏的位置一般存在应力集中，因此零部件低周疲劳试验一定要考虑应力集中对载荷修正的影响。为此，选用三种材料在Kt=3条件下循环5×103次疲劳数据进行分析，从表3中的数据看，有无应力集中对最终载荷修正系数的确定有着非常明显的影响，且从趋势上看考虑应力集中时载荷修正系数会降低。

3.4疲劳循环硬化/软化的影响

从表1中三种材料依据疲劳强度获得的载荷修正系数看，相对于TC17、优质GH4169，因循环数不同ZTC4的载荷修正系数范围更大。进一步分析认为，是由于ZTC4在20℃表现出循环软化的特征，而在300℃表现出循环硬化的特征所致（图5，ε为应变幅）。因此，当ZTC4加工而成的零部件在进行低周疲劳试验时，如果有多个循环载荷谱，其载荷修正系数需针对不同循环谱取不同值。研究表明［4］，同一种材料在不同的循环数、应变比、应变幅、温度条件下可能表现出不同的循环硬化/软化特性，因此在遇到修正前后两种温度条件下的循环硬化/软化规律不一致时，直接利用极限强度进行载荷修正导致的误差会较大。

表3　考虑应力集中时的载荷修正系数Table 3 Load correction coefficient for different stress concentration

图5　ZTC4的循环特性Fig.5 Cyclic hardening/softening effects of ZTC4

4　依据疲劳特性进行载荷修正的工作流程

依据疲劳强度进行载荷修正的关键要点，是修正前后温度、循环类型、循环次数、有效应力集中系数、材料疲劳强度。为此，图6示出了依据疲劳特性进行载荷修正的工作流程，工程应用中可参考。

图6　依据疲劳特性进行载荷修正的工作流程图Fig.6 Working flow chart for the load correction coefficient defined by fatigue characteristic

5　工程应用实例

某航空发动机机匣材料为ZTC4，疲劳强度参见图1，工作温度300℃，循环次数要求5 000次脉动循环，峰值载荷作用下的理论应力集中系数为2.32。

依据Kt=1和Kt=3的疲劳性能数据，可以得到Kt=3时的有效应力集中系数Kf。当Kt≠3时，有效应力集中系数可由线性插值得到，插值公式为：

该机匣在室温（20℃）下进行低周疲劳试验，按照图6得到的载荷修正具体过程值见表4。可见，依据材料的疲劳特性进行载荷修正时，修正系数为1.11；而依据材料的极限强度进行载荷修正时，修正系数为1.70，两者相差较大。

表4　依据疲劳强度进行载荷修正的工程实例Table 4 Example for load correction coefficient defined by fatigue characteristic

6　结束语

本文选取三种有代表性的航空发动机用材料作为研究对象，通过对材料不同温度下的疲劳特性（循环次数、循环类型、应力集中、循环硬化/软化等）研究，建立了一种基于材料疲劳特性的零部件低周疲劳试验载荷修正方法。相比以往依据单一极限强度进行载荷修正的方法，本文给出的载荷修正方法更为合理，避免了零部件低周疲劳试验中载荷偏大引起过考核或载荷偏小达不到考核目的的情况发生，可为零部件低周疲劳试验参数的确定提供借鉴和参考。

［1］GJB 241A-2010，航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范［S］.

［2］蔡力勋，孙亚芳，罗海峰.高温对钛合金材料低循环行为的影响研究［C］//.全国第七届热疲劳学术会议论文集.2001.

［3］蔡力勋，孙亚芳，王理，等.考虑温度效应的钛合金钢低周疲劳行为研究［J］.核动力工程，2000，21（6）：550—555.

［4］蔡力勋，范宣华，李聪，等.高温对Zr-4合金低循环行为的影响［J］.航空材料学报，2004，24（5）：1—6.

［5］《航空发动机设计用材料数据手册》编委会.航空发动机设计用材料数据手册：第三册［K］.北京：航空工业出版社，2008.

［6］张仕朝，于慧臣，李影.不同应变比下GH3030合金的高温低周疲劳行为［J］.机械工程材料，2014，38（1）：56—59.

Load correction method for low cycle fatigue test based on material fatigue characteristics

BAI Han-song，CAO Hang
（AECC Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China）

It is necessary to correct the low cycle fatigue（LCF）test load when the test temperature does not correspond with the working temperature.A load correction method based on material fatigue test results was proposed,and the influence of material characteristics,such as cyclic times,cyclic type,stress concentration,cyclic hardening/softening effects were considered.Compared with conventional method based on ultimate strength correction,this one exhibits more extensive and reasonable outcomes.The work flow chart for load correction was also given.Finally,the application of this method in actual LCF test was illustrated by an example.

aero-engine；load correction；LCF；stress concentration；cyclic hardening/softening effects；ultimate strength

V231.95

A

1672-2620（2016）03-0016-04

2015-12-09；

2016-06-14

柏汉松（1981-），男，江苏盐城人，高级工程师，硕士，主要从事航空发动机结构强度设计工作。