航空叶片用钛合金外物损伤、组织变化及其疲劳特性

发布时间：2020-07-12 02:52

【摘要】：航空发动机工作时,在高频振动应力作用下的风扇和压气机叶片容易受到随气流进入的硬质颗粒的撞击,形成外物损伤(FOD)。在交变载荷的反复作用下,疲劳裂纹容易萌生并快速扩展,导致叶片断裂失效,引起严重的飞行事故。本文通过空气炮采用不同直径钢球(Φ1、Φ2、Φ3和Φ4 mm)分别以不同冲击速度(200、250、300和350 m/s)对叶片用钛合金平板试样和模拟叶片进行外物损伤模拟试验,研究了钛合金材料在外物高速冲击下的损伤凹坑和显微组织变化,尤其是绝热剪切带的产生情况。采用步进法对外物损伤模拟叶片进行高周弯曲振动疲劳试验,研究其在不同外物损伤下的疲劳强度、疲劳裂纹萌生、扩展及其与绝热剪切带之间的关系。本研究为制定叶片损伤评价准则提供理论依据和数据支持,对抗外物损伤叶片的设计和外物损伤叶片的维修具有重要的工程意义。研究结果表明:(1)TC4钛合金平板试样受外物钢球的高速冲击,均造成表面凹坑损伤。随着钢球直径Φ和冲击速度ν的增大,其损伤凹坑的大小D和深度H均呈现增大的趋势。损伤凹坑存在擦伤、材料流变、材料丢失、剪切滑移等特征,甚至出现微小裂纹。(2)TC4钛合金材料受外物钢球高速冲击,因其变形极度不均匀性,均会产生绝热剪切带,造成其微观结构损伤。绝热剪切带主要分布在损伤凹坑边缘,几乎不出现在损伤凹坑底部,且与钢球冲击方向成45°角。随着钢球直径Φ和冲击速度ν的增大,绝热剪切带的数量、宽度和分叉倾向也随之增大。绝热剪切带的存在与损伤凹坑深度H有关,当损伤凹坑深度H大于约180μm时,其显微组织中一般存在绝热剪切带。(3)TC17钛合金模拟叶片在钢球高速冲击下造成损伤缺口。随着钢球直径Φ和冲击速度ν的增大,其损伤凹坑的宽度L1和深度L2均呈现增大的趋势。损伤缺口边缘存在材料折叠、材料流变、材料丢失和微小裂纹的特征。(4)外物损伤对叶片的疲劳强度有重要的影响。相较于冲击速度ν,钢球直径Φ对试样疲劳强度的影响更大。Φ3 mm钢球以不同速度冲击损伤试样的疲劳强度约为200 MPa,而Φ4mm钢球以不同速度冲击损伤试样的疲劳强度约为150 MPa。(5)外物损伤叶片在高周弯曲振动应力下的断裂表现出脆性解理特征,冲击造成的绝热剪切带是叶片疲劳失效的一个重要因素。部分疲劳断口的裂纹源处明显可见绝热剪切带,在裂纹扩展区有河流花样和疲劳弧线等宏观特征,以及解理台阶、脆性疲劳条带和二次裂纹等微观特征。
【学位授予单位】：江苏大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V232.4
【图文】：

外物,飞行事故,民用航空,发动机

图 1.1 FOD 主要类型[6]（a）缺口（b）撕裂（c）凹坑（d）裂纹Fig.1.1 Main types of FOD[6](a) Notch (b) Tear (c) Dent (d) Crack为此，人们采取了诸多措施来减少由 FOD 引发的飞行事故，如安装进气口防护罩、频繁检查发动机和制造具有更大抗冲击损伤能力的叶片等[13]。但即使做了很多预防工作，对于毫米级的硬质物体，如机场跑道附近的砂砾和金属颗粒等，它们造成的 FOD 总是难以有效避免并控制。近四十年以来，国内外的 FOD 频频发生。据不完全统计，我国空军仅在 1979 和 1980 两年间就发生了多达 70 起外物击伤发动机事件，外物包括螺钉、螺帽和开口销等[14]。在 1996 至 2001 年期间，美国空军发生了上百起由 FOD 引发的 B 级飞行事故，且在数量上呈现逐年上升的趋势，2001 年的事故数量比 1996 年增加了近 7 倍，如图 1.2 所示[15]。每一年，民用航空工业为此损失约 40 亿美元，而英国和美国空军仅仅因为FOD 的维修预算就高达数百万美元[16]。FOD 频繁发生有两个方面原因：一方面，从叶片的工作环境考虑，外场由于周围环境和人为因素的影响不可避免地存在大量“外物”；另

飞行事故,统计数据

图 1.2 1996-2001 年由 FOD 引发的 B 级飞行事故统计数据[15]Fig.1.2 Statistics of class B mishaps caused by FOD from 1996 to 2001[15研究现状人类二十世纪重要的发明成果之一，国外学者很早就对其使用关研究。早在1956年，美国国家航空咨询委员会（NACA外场FOD位置和类型对喷气发动机压气机一级叶片疲劳强度主要发生在叶片边缘，相较于凹坑而言，缺口使叶片疲劳强度力段附近的进气边和排气边存在缺口的叶片损伤最严重。Nicholas[17]等在实验室条件下采用不同尺寸硬质粒子分别对不气机钛合金叶片进行了冲击试验，并观察了叶片的损伤类型，，即用等效弹性应力集中系数（Kt）来衡量其严重程度。

叶片裂纹,振动应力

江苏大学硕士学位论文2011 年，Witek[25]研究了高周疲劳状态下叶片裂纹扩展的实验分析方法，对有 FOD 的直升机发动机压气机叶片在不同振动应力下进行裂纹扩展试验，对裂纹长度和叶尖位移幅值进行了监测。研究发现裂纹往往起源于 V 或 U 型缺口，给出的主要研究结果是叶片裂纹扩展图，裂纹从结构内部的缺口向外扩展，如图 1.3 所示。裂纹扩展速率主要取决于两个因素：振动应力和裂纹的实际尺寸。

【参考文献】