外物损伤对压气机叶片高周疲劳强度的影响研究进展

2023-05-13周金满霍延利张桂昌

航空发动机 2023年1期

周金满，薛强，2，杨硕，2，霍延利，马梁，张桂昌

（1.天津科技大学机械工程学院，2.天津市轻工与食品工程机械装备集成设计与在线监控重点实验室：天津 300222；3.中国民航大学航空工程学院，天津 300300）

0 引言

在航空发动机正常工作中气流通道内不可避免会吸入金属、碎片、砂砾、石块等硬物，与高速旋转的压气机叶片碰撞造成冲击损伤，称为外物损伤（foreign object damage，FOD）。一方面，FOD 导致压气机叶片产生损伤和应力集中，损伤处成为疲劳裂纹源，在交变载荷作用下裂纹逐步萌生和扩展，缩短叶片疲劳寿命[1]；另一方面，FOD 缺口及其产生的裂纹可能导致发动机转子失谐和气动性能失衡，引发航空发动机的异常振动，进一步恶化叶片工作环境。高周疲劳（high cycle fatigue，HCF）强度及疲劳寿命设计是压气机叶片设计的核心。进行FOD 对压气机叶片的HCF 强度的影响及规律研究对于保障航空安全可靠性极其重要，对发展可靠的评估和预测方法、制定FOD损伤容限设计准则具有重要意义。

国内外学者从诸多方面探究了FOD 对压气机叶片HCF强度的影响规律。马超等[2-3]对中国近20年民用航空发动机风扇叶片FOD 数据进行了统计分析，表明缺口和凹坑为各类发动机出现最多的2 类损伤类型；罗渝川等[4]对2006～2015 年中国民航发生的56起事故以及2196 起事故征候进行了分类统计，显示FOD 占事故征候主要类型的64.2%；Boyce 等[5]通过研究表明，由FOD 产生的残余压缩应力会导致疲劳裂纹的形成与扩展，使压气机叶片的HCF 寿命显著缩短；Chen 等[6]及Peters 等[7-8]研究表明，FOD 在应力集中、微裂纹、残余应力、塑性变形4 方面影响TC4 钛合金的疲劳强度，并且造成TC4合金的疲劳极限和裂纹扩展门槛值降低；Luo等[9]及Spanrad等[10]研究表明，激光冲击强化可以提高FOD 压气机叶片的疲劳强度；Zhu等[11]构建了不同部位常见异物的冲击损伤本构模型，可预测冲击角度、相对动能、损伤深度与撞击位置的关系。

本文针对国内外在FOD 特征（冲击角度、深度）、残余应力及激光强化等方面对叶片HCF 强度的影响研究现状进行详细介绍，总结了FOD 压气机叶片的数值模拟研究成果以及具有实际意义的FOD 压气机叶片HCF 寿命模型，提出了在该方向上有待深入研究及改进的关键问题，并对其发展趋势进行展望。

1 FOD对叶片HCF强度的影响

不同冲击角度和深度对叶片HCF 强度的影响是FOD 试验研究的2个重要方向，可直观地探究FOD 对叶片HCF 的影响规律，微观结构研究、化学处理、力学处理等操作可使研究结果更全面、准确。

1.1 FOD冲击角度对叶片HCF强度的影响

国内外学者主要对叶片试件表面及边缘进行不同冲击角度的FOD 研究，角度范围为0°～90°，Zhu等[12]研究了不同冲击角度FOD 对TC4 合金模拟叶片裂纹萌生及扩展过程的影响，如图1 所示。研究表明，在冲击角度为60°、90°时，FOD萌生裂纹的扩展速率大于冲击角度为30°时的，并发现60°冲击会导致最严重的疲劳抗力退化。

图1 不同冲击角度FOD对TC4合金模拟叶片的影响

胡绪腾等[13]使用空气炮装置模拟FOD 凹坑型损伤，分别以30°、45°、60°、75°的冲击角度冲击矩形平板试样面心，表明60°是产生凹坑型损伤的最危险冲击角度；包珍强等[14]对试件边缘进行0°、30°、45°、60°、75°冲击，对表面进行30°、45°、60°、75°、90°冲击，表明60°冲击对试件平均HCF 强度影响最大；Xu 等[15]对叶片前缘进行30°和60°冲击，并依据叶尖至叶根的实际运动情况采用了100～350 m/s 内的不同速度撞击叶片前缘，通过模拟结果和试验测试结果校正Johnson-Cook 模型，可以有效预测叶片在30°和60°冲击下的动态响应；Nowell 等[16]对叶片边缘进行20°、50°、80°冲击试验，表明20°冲击的试样显示出更高的疲劳强度，即对疲劳强度的影响相对较小，但更有可能在缺口附近产生压缩残余应力。

不同冲击角度对叶片HCF 强度影响程度不同，且存在最危险的冲击角度，可根据这一特点进行更接近叶片真实工作情况的深入研究，更准确地探究其影响规律。

1.2 FOD冲击深度对叶片HCF强度的影响

Mall 等[17]通过试验研究了不同深度FOD 对Ti-6Al-4V 疲劳极限的影响，使用有限元法（Finite Element Method ，FEM）模拟了FOD 产生的残余应力分布，与试验观测结果显示出良好的一致性；周胜田等[18]研究表明，缺口深度与冲击能量存在非线性关系，且叶片前缘的冲击损伤使HCF 寿命显著缩短；李百洋[19]等的试验研究表明，随缺口深度增大，TC4 合金的HCF 寿命缩短趋势增大；Nowell 等[16]通过Kitagawa-Takahashi 图证明了缺口深度对疲劳强度的显著影响，表明疲劳强度通常会随着缺口深度增大而降低，这可能是缺口附近产生压缩残余应力所致；Zhao等[20]进行了不同冲击速度以及外物尺寸的FOD试验，分析了试件长度及宽度方向上的缺口宽度、深度与HCF的关系，表明试件的疲劳极限随着缺口尺寸的增大总体呈降低趋势，在外物尺寸相同、冲击速度相近的情况下，穿透型缺口试样的疲劳极限远低于边缘型缺口（缺口未穿透试件）试样的；赵振华等[21]的研究表明疲劳强度随着损伤深度的增大而降低，且冲击损伤区域有较明显的塑性变形、微观裂纹和微观缺口等特征。

FOD 深度增大会降低叶片HCF 强度，不同缺口类型对叶片HCF 强度影响程度不同，深入研究造成不同缺口深度的因素及损伤后的材料强度，将更利于探究FOD 对叶片HCF 强度的影响规律。现有研究一般将缺口设在试件中间，未考虑缺口位置的影响，事实上，中国近20 年民用航空发动机风扇叶片FOD 数据显示，缺口、凹坑2 类特征的分布位置遍及叶身，并且越靠近叶尖平均缺口尺寸越大。因此未来应在振动加载下研究缺口位置对叶片疲劳的影响，并充分考虑缺口的尺寸及更多类型的损伤特征如卷曲、撕裂等形状损伤的影响，有助于提高研究的准确性，也更符合实际情况。

2 FOD残余应力对叶片HCF强度的影响

在FOD 缺口处会产生复杂的残余应力场，但国内外学者的研究结果并不一致，冲击速度、角度不同，可能产生拉伸、压缩2 种相反的残余应力场，为后续准确预测疲劳寿命带来较大干扰。Hall 等[22]依据试验结果讨论了残余应力对裂纹扩展速率的影响，指出只有在考虑残余应力的情况下，才能发现试件的小裂纹扩展行为；Thompson 等[23]研究了FOD 产生的残余应力对Ti-6Al-4V疲劳极限的影响，表明FOD产生拉伸残余应力，造成疲劳极限的大幅降低，退火后疲劳极限大幅提高；Ding 等[24-25]进行了高低周复合加载下的FOD 试件疲劳试验，显示FOD 产生了较强的残余压缩应力，对裂纹形状及疲劳寿命均有较大的影响；Ruschau等[26]通过试验发现0°冲击时产生压缩残余应力，疲劳极限降低不大，斜冲击时产生拉伸残余应力，对疲劳极限的影响较大；Fleury 等[27]采用2 维位错密度法计算了凹坑裂纹前缘应力强度因子，得到了在凹坑处应力集中和冲击过程中的残余应力场对应力强度因子的影响。

胡绪腾等[13]进行了不同冲击角度下的叶盆/叶背模拟FOD 试验、损伤特征与应力集中分析，表明去残余应力退火后，残余拉应力消除，结果如图2 所示，不同冲击角度的凹坑型损伤试样的HCF 强度皆有不同程度的提高，并表明微结构损伤对HCF 强度具有一定影响；贾旭等[28]进行了不同冲击角度的叶片前缘FOD试验，并开展了冲击后试样的高周疲劳极限强度测试，如图3所示，表明残余应力对缺口型损伤前缘平板试样的影响较小，其影响程度不足光滑试样的10%。

图2 不同冲击角度下HCF试验结果[13]

图3 不同冲击角度下HCF试验结果[28]

但目前国内外学者对于残余应力的研究结果尚不统一，高速外物冲击产生的缺口处残余应力场非常复杂，当外物冲击的速度、角度不同时可能产生拉、压2 种相反的残余应力场，而目前损伤后的疲劳试验以拉压加载为主。未来规范试验环境，开展更接近于叶片真实工作环境的冲击试验及残余应力相关试验，将有助于研究规律的统一，为制定维修准则、寿命准则等提供更准确的依据。

3 激光强化对叶片HCF强度的影响

激光冲击强化技术（Laser Shock Peening，LSP）是一种新型表面改性技术，可以提高材料硬度、强度和塑性[29]，国内外学者针对激光强化对FOD叶片HCF影响的变化进行了大量研究。Ren等[30-31]研究了双面激光冲击强化对试样疲劳强度的影响，得到了试样损伤特性、局部应力演化和疲劳裂纹扩展规律，表明LSP 可以减少FOD 对试件疲劳强度的不利影响；Lin等[32-33]将试验和数值模拟相结合，对LSP 后TC4 合金缺口试件的高周疲劳条件下复杂残余应力场中的裂纹扩展进行研究，表明LSP会在冲击前缘区域产生保护性残余应力，试件高周疲劳抗力增大；Spanrad 等[34]对LSP 后Ti-6Al-4V 叶片模拟试件受FOD 后的疲劳裂纹扩展行为进行了研究，使用扫描电子显微镜（Scanning Electron Microscope，SEM）、背散射电子成像（Back-Scaterred Electron，BSE）等分析了FOD、LSP产生的复杂残余应力场，及其对裂纹扩展的影响；Altenberger 等[35]研究了表面处理对TC4 钛合金HCF 强度的影响，指出在高温环境下滚压和LSP可分别使其疲劳寿命延长30%和10%；聂祥樊等[36]研究了LSP 对材料振动疲劳强度的影响，表明经3 次激光冲击处理的TC11 钛合金标准疲劳试片的疲劳极限由原始483 MPa 提高到593 MPa；Zabeen 等[37]研究了激光喷丸强化对FOD 试件裂纹扩展的影响，表明局部残余应力场可有效抵抗裂纹扩展；李东霖等[38]对激光强化后的TC4 钛合金试件进行FOD 模拟试验，表明LSP 有效提高了外物损伤TC4钛合金试件的疲劳强度，并表明残余压应力的引入是LSP 提高打伤试件疲劳强度的主要原因之一。

LSP 可提高叶片的抗HCF 强度，但LSP 对叶片的不利影响尚不明确，有待深入探究。

4 FOD数值模拟

4.1 FOD数值模拟研究

数值模拟是研究FOD 的重要手段，可以探究FOD 位置、损伤半径、外物冲击角度等不同因素和叶片固有频率、残余应力、应力集中系数等之间的变化规律及关系，研究叶片前缘半径对FOD抵抗性能影响等，并可基于现有叶片损伤模型参数进行修正，拟合出叶片损伤预测模型。

前缘半径对叶片的抗FOD 能力有不可忽视的影响。孙护国等[39]对TC4 合金转子叶片的FOD 过程进行了数值模拟，表明增大叶片前缘半径可以提高叶片抗FOD 的能力，叶片前缘半径对残余应力大小和分布范围的影响较大；尹冬梅等[40-41]采用数值计算，综合运用显示、隐式有限元算法分析，得出了叶片复杂运动引起的外物相对撞击参数对叶片损伤的影响规律，表明叶片运动与静止时遭受外物撞击的损伤模式有一定差异，叶片进气边受不同形状外物的撞击后，外物撞击部位的形状直接影响凹坑底部的应力集中，进而影响疲劳裂纹的产生；杨百愚等[42]基于动量定理，以叶片为参照系，推导了外物在飞机进气道内运动的速度方程，建立了外物撞击速度和角度与外物半径和长度关系的表达式；Hu 等[43]基于临界距离（，The Theory of Critical Distance，TCD）理论，提出了一种叠加凹口假设模型，如图4所示，即在FOD 凹口的底部添加1 个假设的小凹口，使该模型结果预测精度明显提高，相对误差可控制在±30% 以内；Duó等[44]采用有限元方法模拟了FOD 整个过程，如图5所示，计算得到的残余应力场分布与试验结果显示了很好的一致性；Marandi 等[19]采用有限元法对叶片前缘FOD 缺口进行了数值模拟，得到了裂纹萌生区域沿叶片长度的残余应力，并与试验结果进行了对比验证；柴桥等[45-46]研究了外物形状对航空发动机压气机转子叶片撞击损伤的影响，表明在相同速度（动能）下，圆柱体钢钉和钢球导致叶片产生形状、大小不同的缺口。

图4 叠加凹口假设模型[43]

图5 Ti6Al4V叶片正面的残余应力X射线测量与有限元预测的比较[44]

数值研究有较高的准确性，可以弥补试验研究难以实现的研究内容，但叶片真实服役环境过于复杂，存在不确定因素，难以通过数值模拟探究，因此在后续的研究过程中，确保误差在合理范围内的情况下，对模型适宜的简化及更新同样重要。

4.2 FOD叶片HCF寿命预测模型

寿命预测对叶片的概率损伤容限分析和结构完整性评估具有重要意义。王延荣等[47]基于试样缺口根部区域应力分布规律，综合考虑了平均应力、应力梯度及尺寸效应的影响，发展了一种考虑梯度影响的缺口疲劳寿命预测方法，表明引入缺口局部平均应力、应力梯度影响因子和尺寸效应影响因子可以较为全面地考虑缺口对试样疲劳寿命的影响，TC4合金缺口试样疲劳寿命预测结果在2 倍分散带以内；Witek等[48-49]进行了V 型缺口叶片振动疲劳试验，观测裂纹形状、形貌、扩展路径等宏观特征，得到了缺口叶片疲劳寿命曲线。

Oakley等[50]将Titagawa-Takahashi 图与EI Haddad小裂纹理论结合，建立了FOD 叶片高低周复合加载疲劳寿命预测模型，如图6 所示，模型预测结果与试验结果有较好的一致性；Ding 等[24-25]进行了高低周复合加载下的FOD 试件疲劳试验，并提出了双参数的寿命预测模型，用于预测FOD 导致的小裂纹在高低周复合加载下的疲劳寿命；Peters 等[8]进行了FOD 后Ti-6Al-4V 叶片模拟试件的HCF 理论分析，使用修正的Kitagawa-Takahashi 图综合考虑了残余应力、应力集中、微裂纹的复合影响。