飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞及抗疲勞方法

2017-12-07  by:CAE仿真在線  來源:互聯(lián)網(wǎng)

疲勞被稱為機(jī)械構(gòu)件的致命殺手,據(jù)統(tǒng)計(jì),機(jī)械零部件的破壞很大比例是由疲勞引起的(根據(jù)不同的數(shù)據(jù)來源及統(tǒng)計(jì)方法,常見的比例在40%~90%)。發(fā)生在1842年的凡爾賽鐵路事故、世界第一個(gè)大型噴氣客機(jī)“彗星”號(hào)的空中解體、美國F-15戰(zhàn)斗機(jī)的空中解體、震驚世界的德國高鐵事故等知名災(zāi)難均源于金屬的疲勞。

圖1 凡爾賽鐵路事故(左上)、“彗星”號(hào)客機(jī)(右上)、F-15戰(zhàn)斗機(jī)空中解體(左下)、德國高鐵事故(右下)(圖片源于網(wǎng)絡(luò))

疲勞也是航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件失效的主要原因之一,根據(jù)1996年Cowles B等人對普惠公司軍用發(fā)動(dòng)機(jī)典型零部件失效模式的統(tǒng)計(jì),在所有失效模式中,和疲勞相關(guān)的失效占到49%。民機(jī)和軍機(jī)的失效模式比例或有不同,不同階段比例也有變化,但足以說明疲勞在航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件失效中所占比重。

圖2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)典型部件失效模式比例

這里就給大家簡單介紹下疲勞的基本概念、航空發(fā)動(dòng)機(jī)中兩類典型的疲勞問題、疲勞壽命預(yù)測的常見方法以及提高疲勞強(qiáng)度的常用方法。

一、與航空發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞相關(guān)的基本概念

疲勞是指材料、零件和構(gòu)件在循環(huán)載荷作用下,在某個(gè)點(diǎn)或某些點(diǎn)逐漸產(chǎn)生局部的永久性的性能變化,在一定循環(huán)次數(shù)后形成裂紋,并在載荷作用下繼續(xù)擴(kuò)展直到完全斷裂的現(xiàn)象。最簡單的例子就是拉不斷的鐵絲不斷彎折就斷了。

圖3 反復(fù)彎折導(dǎo)致鐵絲疲勞破壞(圖片源于網(wǎng)絡(luò))

疲勞破壞特點(diǎn)

• 突然性:斷裂時(shí)并無明顯的宏觀塑性變形,斷裂前沒有明顯的預(yù)兆,而是突然地破壞;

• 低應(yīng)力:疲勞破壞在循環(huán)應(yīng)力的最大值,遠(yuǎn)低于材料的抗拉強(qiáng)度或屈服強(qiáng)度的情況下就可以發(fā)生;

  
  

• 重復(fù)載荷:疲勞破壞是多次重復(fù)載荷作用下產(chǎn)生的破壞,它是較長期的交變應(yīng)力作用的結(jié)果,疲勞破壞往往要經(jīng)歷一定時(shí)間,與靜載下的一次破壞不同;

  
  

• 缺陷敏感:疲勞對缺陷(例如缺口、裂紋及組織缺陷)十分敏感,由于疲勞破壞是從局部開始的,所以它對缺陷具有高度的選擇性;

  
  

• 疲勞斷口:疲勞破壞能清楚地顯示出裂紋的發(fā)生、擴(kuò)展和最后斷裂三個(gè)組成部份。

圖4 疲勞破壞典型斷口圖

影響疲勞強(qiáng)度的主要因素

影響疲勞強(qiáng)度的因素比較多,以下幾類因素在航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、制造中需要重點(diǎn)予以考慮。

• 應(yīng)力集中:疲勞源總是出現(xiàn)在應(yīng)力集中的地方,必須注意構(gòu)件的細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)以避免嚴(yán)重的應(yīng)力集中,比如加大剖面突變處的圓角半徑;

  
  

• 表面狀態(tài):疲勞裂紋常常從表面開始,所以表面狀態(tài)對疲勞強(qiáng)度會(huì)有顯著的影響,表面加工越粗糙,疲勞強(qiáng)度降低、越嚴(yán)重;

  
  

• 溫度:一般隨著溫度的升高,疲勞強(qiáng)度會(huì)降低。

疲勞的分類

疲勞有不同的分類方法,以下幾類分類方法在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中經(jīng)常遇到。大家要了解,不同的定義對應(yīng)不同的分類標(biāo)準(zhǔn),比如高周疲勞和低周疲勞只是從失效周次進(jìn)行了劃分,與應(yīng)力狀態(tài)、載荷工況沒有關(guān)系;再比如熱疲勞,主要描述了構(gòu)件的載荷情況,與高周、低周沒有關(guān)系。

• 按失效周次:高周疲勞和低周疲勞

  
  

• 按應(yīng)力狀態(tài):單軸疲勞和多軸疲勞

  
  

• 按載荷工況和工作環(huán)境:常規(guī)疲勞、高低溫疲勞、熱疲勞、熱機(jī)械疲勞、腐蝕疲勞、接觸疲勞、微動(dòng)磨損疲勞和沖擊疲勞。

二、航空發(fā)動(dòng)機(jī)中兩類常見的疲勞問題

疲勞是循環(huán)載荷下的破壞問題,只要航空發(fā)動(dòng)機(jī)某構(gòu)件承受的載荷是循環(huán)變化的,就可能發(fā)生疲勞破壞。航空發(fā)動(dòng)機(jī)中最常見的兩類循環(huán)載荷,一是由各種氣動(dòng)、機(jī)械原因誘發(fā)的振動(dòng)循環(huán)載荷,再就是飛機(jī)起落循環(huán)造成的循環(huán)載荷。

振動(dòng)引起的高周疲勞

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的葉片等零部件承受著由各種氣動(dòng)、機(jī)械原因誘發(fā)的振動(dòng)應(yīng)力,此類振動(dòng)應(yīng)力幅值相對較低,一般使零部件發(fā)生105以上循環(huán)的高周疲勞失效。需要指出的是,此處的循環(huán)指的是一次振動(dòng)循環(huán)而非發(fā)動(dòng)機(jī)起落循環(huán),雖然振動(dòng)應(yīng)力一般比較小,但是頻率很高。因此,仍然可以在短時(shí)間內(nèi)造成嚴(yán)重的破壞。

高周疲勞破壞從80年代中期顯現(xiàn),到90年代中期已經(jīng)成為美國戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力的主要失效模式。1994年朝鮮半島局勢緊張之時(shí),美國空軍主力戰(zhàn)機(jī)F-15和F-16因?yàn)楦咧芷诠收戏謩e被限制使用和停飛,以至于美國于1994年啟動(dòng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高周疲勞科學(xué)與技術(shù)計(jì)劃 (National Turbine Engine High Cycle Fatigue Science and Technology Program),旨在解決航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的主要故障—高周疲勞問題。圖5即為該計(jì)劃突出成果之一—激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)用于提高發(fā)動(dòng)機(jī)葉片高周疲勞性能。

圖5 激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)

圖6 HCF計(jì)劃中測試的葉片

發(fā)動(dòng)機(jī)起落循環(huán)造成的低周疲勞

在飛機(jī)的一次起飛-降落的工作循環(huán)中,航空發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)件(如盤等)承受一次離心載荷、溫度載荷、氣動(dòng)載荷作用的循環(huán),這種起落循環(huán)往往使得構(gòu)件在105次循環(huán)以內(nèi)發(fā)生低周疲勞破壞。

對溫度影響可以忽略的零部件,起落循環(huán)引起的疲勞問題相對簡單。但在渦輪等熱端部件中的情形卻非常復(fù)雜,因?yàn)槌藨?yīng)力應(yīng)變循環(huán)引起的疲勞損傷外,也存在高溫引起的蠕變損傷,而且溫度也循環(huán)變化。通過下面幾幅圖簡單了解下航空發(fā)動(dòng)機(jī)起落循環(huán)過程中可能出現(xiàn)的疲勞損傷模式。

圖7 起落循環(huán)中機(jī)械載荷與溫度的關(guān)系,紅線代表溫度,黑線代表應(yīng)力或應(yīng)變

圖7給出了溫度和機(jī)械載荷之間幾種典型關(guān)系,對應(yīng)于不同的疲勞失效模式,這在航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中可能經(jīng)常會(huì)遇到:

• 等溫疲勞;

  
  

• 等溫蠕變疲勞;

  
  

• 同相位熱機(jī)械疲勞;

  
  

• 反相位熱機(jī)械疲勞:

  
  

• 同相位熱機(jī)械蠕變疲勞;

  
  

• 反相位熱機(jī)械蠕變疲勞。

其中,等溫疲勞就是常規(guī)等溫低周疲勞,不考慮蠕變及溫度變化的影響;等溫蠕變疲勞考慮了高溫引起的蠕變損傷,但不考慮溫度變化的影響;最具代表性的兩種極限形式的熱機(jī)疲勞:同相熱機(jī)疲勞 (in-phase) 和異相熱機(jī)疲勞 (out-phase) 。同相熱機(jī)疲勞是指當(dāng)溫度升高時(shí),機(jī)械載荷也相應(yīng)增大,溫度升高到最大時(shí),機(jī)械載荷也加大到最大值;異相熱機(jī)疲勞則正好相反,當(dāng)溫度升高時(shí),機(jī)械載荷相應(yīng)下降,當(dāng)溫度升高到最大時(shí),機(jī)械載荷下降到最小值。同相位熱機(jī)械蠕變疲勞和反相位熱機(jī)械蠕變疲勞,在熱機(jī)疲勞循環(huán)的同時(shí)引入保載時(shí)間以考慮蠕變造成的損傷。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)中溫度影響不明顯的零部件,起落循環(huán)造成的疲勞可看成是等溫純疲勞問題,對渦輪葉片、盤等熱端部件,溫度效應(yīng)不可忽略,其損傷形式應(yīng)該是熱+機(jī)械+蠕變的疲勞損傷形式。但是由于熱機(jī)疲勞試驗(yàn)需要昂貴的設(shè)備,并且要耗費(fèi)大量的時(shí)間,所以通常情況下采用最高工作溫度下的等溫疲勞或蠕變疲勞的試驗(yàn)數(shù)據(jù),來預(yù)測和評(píng)估熱機(jī)耦合下的疲勞行為及壽命。

然而,研究發(fā)現(xiàn)在高溫等溫疲勞和熱機(jī)耦合疲勞條件下,循環(huán)的應(yīng)力-應(yīng)變響應(yīng)、裂紋的萌生及擴(kuò)展并不一致,相同應(yīng)變幅下,熱機(jī)疲勞壽命要遠(yuǎn)低等溫疲勞壽命。所以采用高溫等溫疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)來預(yù)測熱機(jī)疲勞的壽命,并不像預(yù)想的那樣偏于保守,很多情況下是非保守的。

圖8 熱機(jī)械疲勞引起的葉片開裂

另外需要指出的是,航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的疲勞破壞基本都是多模式下的復(fù)合失效問題。比如,葉片在承受起落循環(huán)造成的疲勞損傷的同時(shí),也承受著振動(dòng)引起的疲勞損傷,其失效往往是高周低周復(fù)合失效,復(fù)合疲勞壽命將比單獨(dú)的低周疲勞、高周疲勞壽命降低很多。

三、航空發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞壽命預(yù)測常用方法

零部件從投入使用到最后疲勞斷裂的壽命,由裂紋萌生壽命和裂紋擴(kuò)展壽命兩部分組成。工程上定義的裂紋萌生壽命是是指產(chǎn)生一個(gè)工程可檢裂紋 (~0.76mm) 所經(jīng)歷的循環(huán)數(shù),從萌生到擴(kuò)展至斷裂的壽命即為裂紋擴(kuò)展壽命。一般情況下,疲勞壽命預(yù)測主要指估算結(jié)構(gòu)的裂紋萌生壽命,裂紋擴(kuò)展壽命一般通過基于斷裂力學(xué)理論的裂紋擴(kuò)展模擬進(jìn)行估算。疲勞壽命預(yù)測方法很多,從基本原理來講,可分為名義應(yīng)力法、局部應(yīng)力應(yīng)變法、能量法、場強(qiáng)法等,航空發(fā)動(dòng)機(jī)中用的比較多的主要是名義應(yīng)力法和局部應(yīng)力應(yīng)變法。

名義應(yīng)力法以應(yīng)力為控制參量,假設(shè)對任一構(gòu)件(或結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)或元件),只要應(yīng)力集中系數(shù)KT相同,載荷譜相同,它們的壽命就相同。由于目前結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析普遍采用有限元方法,所獲得的應(yīng)力值都是局部應(yīng)力,一般情況下不會(huì)通過名義應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù)進(jìn)行壽命估算,因此,名義應(yīng)力法應(yīng)該稱為基于應(yīng)力的方法更為合適。局部應(yīng)力應(yīng)變法以應(yīng)變?yōu)榭刂茀⒘?認(rèn)為若一個(gè)構(gòu)件的危險(xiǎn)部位(點(diǎn))的應(yīng)力-應(yīng)變歷程與一個(gè)光滑試件的應(yīng)力-應(yīng)變歷程相同,則壽命相同。

圖9給出了基于應(yīng)力的方法和局部應(yīng)力應(yīng)變法,進(jìn)行壽命預(yù)測的基本流程,最主要的區(qū)別是:基于應(yīng)力的方法采用了彈性應(yīng)力分析結(jié)果和應(yīng)力-壽命曲線;而局部應(yīng)力應(yīng)變法需要計(jì)算結(jié)構(gòu)的局部應(yīng)力應(yīng)變歷程(彈塑性修正或非線性有限元方法),損傷計(jì)算采用了材料的應(yīng)變-壽命曲線。

圖9 壽命預(yù)測流程

圖10給出了NASA用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件壽命預(yù)測的工具框架,其基本思路與傳統(tǒng)的應(yīng)力方法是相似的,但是在細(xì)節(jié)處理上則有很大不同,比如傳統(tǒng)壽命預(yù)測方法中,循環(huán)計(jì)數(shù)一般采用應(yīng)力或應(yīng)變雨流計(jì)數(shù)法,而NASA的工具中則采用了基于損傷的計(jì)數(shù)方法,以此捕捉飛行循環(huán)中最大損傷。

圖10 NASA壽命預(yù)測工具框架及應(yīng)用實(shí)例

四、航空發(fā)動(dòng)機(jī)抗疲勞常用方法

我們了解疲勞相關(guān)的內(nèi)容,最終目的是要預(yù)防或者減少航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生疲勞失效的情況,進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)的長壽命設(shè)計(jì)。如下這些措施常用于提高結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度:

結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中盡量避免產(chǎn)生應(yīng)力集中,對過渡圓角、螺栓孔等容易產(chǎn)生應(yīng)力集中的部位進(jìn)行優(yōu)化,疲勞往往出現(xiàn)在這些應(yīng)力集中部位。

圖11 榫槽底部后圓角設(shè)計(jì)缺陷造成的高應(yīng)力導(dǎo)致渦輪盤破裂

嚴(yán)格控制溫度

疲勞強(qiáng)度一般隨著溫度的升高急劇下降,不能為了性能達(dá)標(biāo)而一味地提高溫度。

采用強(qiáng)化措施

采用各種表面強(qiáng)化處理、孔擠壓強(qiáng)化等。

圖12 正在進(jìn)行表面強(qiáng)化的葉片(來源于網(wǎng)絡(luò))

圖13 孔強(qiáng)化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)(來源:航空制造網(wǎng))

提高零件加工質(zhì)量

裂紋往往出現(xiàn)在材料缺陷或者加工缺陷位置,必須加強(qiáng)零部件加工制造工藝,嚴(yán)格控制關(guān)鍵位置的加工精度和加工質(zhì)量,減少疲勞源,防止超差等質(zhì)量問題引起的疲勞失效。

疲勞作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)破壞的主要因素之一,其預(yù)測、預(yù)防是航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中重要環(huán)節(jié),希望上述簡要介紹有助于大家了解航空發(fā)動(dòng)機(jī)中疲勞相關(guān)概念,了解航空發(fā)動(dòng)機(jī)疲勞失效模式及其預(yù)測、預(yù)防。

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來源:心動(dòng)商發(fā)(ID:ACAE2009)

作者:高靖云

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