王家廣，李 迪，陳云永，劉曉鋒，廖連芳

（中國航發(fā)商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司設(shè)計研發(fā)中心，上海 200241）

某空心風(fēng)扇葉片尺寸大，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，具有小展弦比、大扭角、復(fù)合彎掠等典型設(shè)計特征[1-2]，其瓦倫空心結(jié)構(gòu)控制參數(shù)多，且內(nèi)部空心瓦倫結(jié)構(gòu)采用擴(kuò)散焊接/超塑成形等特種工藝實現(xiàn)，尤其是壓力、溫度、時間等對瓦倫空心結(jié)構(gòu)的成形質(zhì)量影響很大的熱成形工藝關(guān)鍵參數(shù)的選取和控制難度大，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)設(shè)計和工藝實現(xiàn)的一致性難以保證[3-10]。針對設(shè)計、制造的某空心風(fēng)扇葉片開展的高循環(huán)疲勞試驗中，先后有兩件試驗件在瓦倫空心區(qū)域出現(xiàn)失效，與預(yù)期不符，初步判斷為異常失效。

針對該高循環(huán)疲勞異常失效現(xiàn)象，為確定失效原因并制定合理可行的解決措施，開展了振動仿真計算及斷口分析工作，以確定失效機(jī)理和失效環(huán)節(jié)，在此基礎(chǔ)上制定改進(jìn)措施并開展驗證考核試驗，以驗證改進(jìn)措施的有效性。

1 試驗過程及失效描述

針對某空心風(fēng)扇葉片開展了試驗?zāi)繕?biāo)循環(huán)數(shù)為1×107的振動疲勞試驗，葉片材料為TC4，試驗考核振型為一階彎曲振型。高循環(huán)疲勞試驗均在8T希爾振動臺上進(jìn)行，振動臺型號為MPA3320/H844A。采用共振駐留法進(jìn)行試驗，具體步驟按照HB 5277規(guī)定實施，試驗件工裝夾具如圖1所示。

空心風(fēng)扇葉片試驗件通過圓弧形燕尾榫連結(jié)構(gòu)與榫槽夾具定位，采用由布置在夾具底部的螺栓施加預(yù)緊力載荷的方式實現(xiàn)葉片試驗件與榫槽與榫槽夾具的壓緊：試驗件與榫槽夾具組合件通過螺栓安裝在夾具轉(zhuǎn)接段的夾槽內(nèi)，整個試驗裝置與振動臺的緊固通過連接螺栓實現(xiàn)。

通過在試驗件的葉盆進(jìn)氣邊、葉盆排氣邊、葉背中間區(qū)域貼片以尋找最大應(yīng)力點，應(yīng)變片貼片位置如圖2所示，圖中數(shù)字為應(yīng)變片編號。為確保試驗件安全，在0.1g臺面加速度下進(jìn)行振動應(yīng)力測試，應(yīng)力測試結(jié)果分布如圖3所示，最大應(yīng)力點位于26號應(yīng)變片測點處，應(yīng)力值為9.9MPa，具體位置為葉盆進(jìn)氣邊距榫底50mm處的實心區(qū)域。

按照共振駐留法對試驗件開展振動疲勞試驗，試驗中先后有兩件試驗件發(fā)生異常失效。其中1#試驗件在葉盆側(cè)距葉尖約200mm的空心區(qū)域出現(xiàn)裂紋，如圖4所示，試驗循環(huán)數(shù)為0.15×107次。2#試驗件在葉盆側(cè)距葉尖約160mm的空心區(qū)域出現(xiàn)裂紋，如圖5所示，試驗循環(huán)數(shù)為0.3×107次。

圖1 試驗工裝夾具示意圖Fig.1 Schematic diagram of test fixture

圖2 應(yīng)力分布貼片示意圖Fig.2 Schematic diagram of stress distribution patch

圖3 一彎振型下振動應(yīng)變分布示意圖Fig.3 Schematic diagram of vibration strain distribution in first order bending vibration mode

二者裂紋位置相似，但與一彎振型下的振動應(yīng)力分布相比，失效位置均非該葉片理論危險位置，為判明失效原因，需要對其開展詳細(xì)的失效分析工作。

圖4 1#試驗件裂紋示意圖Fig.4 Schematic diagram of crack on 1# test specimen

圖5 2#試驗件裂紋示意Fig.5 Schematic diagram of crack on 2# test specimen

圖6 風(fēng)扇葉片一階彎曲振型圖Fig.6 First order bending vibration mode of fan

2 振動仿真分析

針對該鈦合金空心風(fēng)扇葉片理論模型（不考慮加工、材料偏差），進(jìn)行了振動分析和模擬試驗狀態(tài)下的諧響應(yīng)分析，有限元模型均采用六面體八節(jié)點單元劃分，單元數(shù)為43650。對試驗裝置進(jìn)行了預(yù)應(yīng)力分析和振動特性分析，葉片一階彎曲振型下固有頻率為60Hz，振型如圖6所示。

為了計算試驗時空心風(fēng)扇葉片的振動應(yīng)力分布，僅模擬由振動臺激勵引起的振動應(yīng)力的作用，對其進(jìn)行了諧響應(yīng)分析，分析工況及載荷按模擬試驗狀態(tài)施加，計算結(jié)果如圖7所示，局部區(qū)域振動應(yīng)力分布如圖8所示，該區(qū)域應(yīng)力集中效應(yīng)明顯；葉片最大振動應(yīng)力為476MPa，出現(xiàn)在葉盆側(cè)葉根前緣位置，試驗最大應(yīng)力測點位于26號應(yīng)變片測點處，計算與測試最大應(yīng)力位置相符。

圖7 風(fēng)扇葉片一彎振型下相對振動應(yīng)力云圖Fig.7 Vibration stress nephogram of fan blade at first order bending vibration mode

圖8 局部區(qū)域振動應(yīng)力分布Fig.8 Local vibration stress distribution

圖9 1#試驗件裂紋位置振動應(yīng)力分布Fig.9 Vibration stress distribution of crack position on 1# test specimen

圖10 1#試驗件振動應(yīng)力沿葉高分布Fig.10 Distribution of vibration stress along blade height on 1# test specimen

圖11 1#試驗件局部振動應(yīng)力云圖Fig.11 Local vibration stress nephogram of 1# test specimen

葉片理論模型在1#試驗件失效位置的應(yīng)力分布如圖9所示。鑒于1#試驗件裂紋萌生出現(xiàn)在葉盆側(cè)距葉尖200mm、距前緣165mm的位置，對葉片理論模型在該區(qū)域的應(yīng)力沿徑向分布進(jìn)行了曲線擬合，如圖10所示。葉片裂紋萌生區(qū)域的徑向應(yīng)力分布表明：沿葉高方向，由葉片前緣榫頭至葉根過渡處，應(yīng)力急劇增大，而后應(yīng)力顯著降低；裂紋萌生位置處與葉根最大應(yīng)力位置相比，應(yīng)力已下降到約為葉片最大振動應(yīng)力的30%，不足以產(chǎn)生疲勞失效。

針對葉片理論模型在該區(qū)域的應(yīng)力沿弦向分布進(jìn)行分析，如圖11所示。在裂紋萌生截面，沿葉片弦向，由葉片前緣至裂紋萌生位置，振動應(yīng)力呈增大趨勢；但其最大應(yīng)力僅為葉片最大振動應(yīng)力的30%，遠(yuǎn)小于葉根前緣處的應(yīng)力，該應(yīng)力不足以產(chǎn)生疲勞失效。

針對葉片理論模型在1#試驗件裂紋位置沿厚度方向的應(yīng)力進(jìn)行分析，如圖12所示。沿厚度方向，由盆側(cè)表面至內(nèi)部，徑向應(yīng)力呈降低的趨勢，裂紋中心位置表面應(yīng)力（146MPa）是內(nèi)部應(yīng)力（66.8MPa）的2.2倍?？梢娧睾穸确较螂m存在應(yīng)力集中，但最大應(yīng)力位于表層，且遠(yuǎn)小于葉根前緣處的應(yīng)力，該區(qū)域不存在導(dǎo)致異常失效的結(jié)構(gòu)設(shè)計因素。

由以上分析可知，空心風(fēng)扇葉片理論模型的最大應(yīng)力位于葉盆側(cè)葉根前緣處；1#試驗件和2#試驗件裂紋位置相近，且失效位置均非高應(yīng)力區(qū)，因此該兩處失效均可判斷為非設(shè)計因素導(dǎo)致的異常失效，需開展相應(yīng)的斷口分析來判明失效原因。

圖12 1#試驗件沿厚度方向的徑向應(yīng)力云圖Fig.12 Radial stress nephogram along the thickness direction of 1# test specimen

圖13 1#試驗件葉片斷口全貌Fig.13 Fracture surface of 1# test specimen

圖14 2#試驗件葉片斷口全貌Fig.14 Fracture surface of 2# test specimen

圖15 1#試驗件斷裂源區(qū)Fig.15 Fault source area of 1# test specimen

圖16 1#試驗件疲勞條帶特征Fig.16 Fatigue characteristic of 1# test specimen

3 斷口分析

為確定1#和2#空心風(fēng)扇葉片試驗件的失效模式及原因，對其進(jìn)行了斷口分析和金相檢查。

1#試驗件振動試驗后，裂紋宏觀外形呈“之”字形，如圖5所示。裂紋位于葉盆側(cè)空心位置，其幾何形狀中點距離葉尖約200mm，目視可見裂紋表面有粉末滲出，且在裂紋中心位置更為明顯。高倍鏡下可觀察到之字形裂紋中心位置區(qū)域裂紋為多段不連續(xù)的折線，且各折線區(qū)域均有較多的滲出粉末；初步認(rèn)為裂紋為內(nèi)部萌生，且為多源裂紋。

1#試驗件斷口全貌見圖13，根據(jù)斷口上疲勞弧線和放射棱線特征判斷，疲勞裂紋起始于薄板與葉盆側(cè)厚板擴(kuò)散連接處。

2#試驗件斷口全貌見圖14，斷口平行于葉片展向方向，沿薄板與厚板連接處呈線狀開裂，裂紋形成后向葉片厚度方向擴(kuò)展，薄板與葉盆側(cè)厚板交接部位即為疲勞源區(qū)。

以1#試驗件為例，斷裂源區(qū)如圖15所示，屬于線源裂紋，源區(qū)未發(fā)現(xiàn)明顯的材質(zhì)缺陷。疲勞擴(kuò)展區(qū)微觀形貌見圖16，呈現(xiàn)出細(xì)密的疲勞條帶特征，可判斷其為疲勞失效。

4 失效機(jī)理分析

根據(jù)斷口分析結(jié)果，可見1#和2#試驗件裂紋性質(zhì)均為疲勞裂紋，雖然具體特征不同，但均存在平行于葉片展向的斷口和與葉片展向有一定夾角的斷口，裂紋均起源于平行于葉片展向的斷口上。結(jié)合葉片振動仿真分析結(jié)果來看，對于理論葉片，一彎振型下正常的疲勞裂紋應(yīng)位于葉片前緣根部等大應(yīng)力集中位置，當(dāng)前試驗中出現(xiàn)平行于葉片展向萌生的疲勞裂紋、線源特征，且起源部位無明顯的材質(zhì)缺陷，這表明裂紋葉片軸向存在受力異?，F(xiàn)象。

兩件葉片疲勞裂紋均萌生于厚板與薄板連接部位，裂紋源區(qū)附近為深色，高倍鏡下發(fā)現(xiàn)裂紋源區(qū)附近存在摩擦痕跡，從斷口分析結(jié)果看材質(zhì)無缺陷，可認(rèn)為其疲勞裂紋的萌生與薄板和厚板間發(fā)生異常接觸有關(guān)。

以1#試驗件為例，其裂紋位置內(nèi)部幾何特征與理論葉片相比存在明顯差異，如圖17所示。對薄板與厚板連接位置進(jìn)行對比分析，內(nèi)部裂紋萌生位置所在區(qū)域薄板外形扭曲，失效原因可以確定為局部區(qū)域的薄板扭曲導(dǎo)致薄板與厚板摩擦進(jìn)而疲勞失效。

基于以上分析，失效的根本原因在于局部區(qū)域薄板外形扭曲導(dǎo)致與理論設(shè)計的薄板存在偏差，進(jìn)而致使薄板與厚板摩擦引起疲勞失效。對加工和檢測過程進(jìn)行分析，認(rèn)為產(chǎn)生成形偏差的原因是：（1）超塑成形過程中氣壓波動導(dǎo)致薄板微區(qū)變形；（2）檢測環(huán)節(jié)未識別出該缺陷。

圖17 1#試驗件葉片斷口與葉片理論模型截面對比Fig.17 Comparison of blade fracture and nominal blade section of 1# test specimen

圖18 3#試驗件裂紋示意圖Fig.18 Schematic diagram of crack on 3# test specimen

5 改進(jìn)措施及效果

結(jié)合上述分析，兩件試驗件失效均源于葉片成形過程中局部區(qū)域薄板外形扭曲，因此制定改進(jìn)措施：（1）加工方面：在熱成形環(huán)節(jié)，通過工藝試驗研究來優(yōu)化工藝參數(shù)，提高成形氣壓控制的能力，實現(xiàn)對薄板成形質(zhì)量的控制；（2）檢測方面：在超塑成形環(huán)節(jié)增加CT檢測，剔除可能影響性能的薄板結(jié)構(gòu)隱患。

按照以上措施完成改進(jìn)后，后續(xù)在一彎振型下開展了8件葉片的高循環(huán)疲勞試驗，均未在該區(qū)域出現(xiàn)失效。以3#試驗件為例，振動疲勞驗證試驗后葉片裂紋位置位于葉盆前緣根部，與振動仿真分析結(jié)果一致，如圖18所示。

6 結(jié)論

針對某空心風(fēng)扇葉片試驗件在高循環(huán)疲勞試驗中出現(xiàn)的異常失效現(xiàn)象，進(jìn)行了振動仿真和斷口分析，結(jié)果表明裂紋萌生于薄板與葉盆側(cè)厚板交接部位，失效模式為疲勞失效，失效機(jī)理為局部區(qū)域薄板扭曲導(dǎo)致高循環(huán)疲勞試驗中薄板與厚板發(fā)生摩擦，進(jìn)而誘發(fā)超塑成形環(huán)節(jié)中疲勞失效。

基于失效機(jī)理分析結(jié)果，制定了優(yōu)化超塑成形工藝參數(shù)和增加CT檢測環(huán)節(jié)的改進(jìn)措施，驗證試驗表明改進(jìn)措施有效，后續(xù)再未出現(xiàn)此類失效，很好地解決了該異常失效問題。

參 考 文 獻(xiàn)

[1]衛(wèi)飛飛，丁建國，劉曉鋒，等. 某大涵道比復(fù)合彎掠風(fēng)扇設(shè)計與試驗研究[C]//第六屆中國航空學(xué)會青年科技論壇文集（下冊），北京∶航空工業(yè)出版社，2014∶246-250.

WEI Feifei, DING Jianguo, LIU Xiaofeng，et al. Design and experimental study of a High bypass ratio skewed-swept fan[C]//Proceedings of the 6th China Aviation Society Youth Science and Technology Forum (volume two). Beijing∶ Aviation Industry Press,2014∶246-250.

[2]WEI F F，CHEN Y Y, WU Z Q,et al. Failure analysis of rubbing of the fan tip and case of a engine[J]. Procedia Engineering, 2015, 99∶1289-1296.

[3]剛鐵. 寬弦空心風(fēng)扇葉片結(jié)構(gòu)設(shè)計及強(qiáng)度分析研究[D]. 南京：南京航空航天大學(xué)，2005.

GANG Tie. Research on structural design and stress analysis of hollow fan blades[D]. Nanjing∶ Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2005.

[4]楊雯，杜發(fā)榮，郝勇，等. 寬弦空心風(fēng)扇葉片動力響應(yīng)特性研究 [J]. 航空動力學(xué)報， 2007, 22(3)：444-449.

YANG Wen, DU Fanrong, HAO Yong, et al. Investigation of dynamic response property of wide-chord fan blade[J]. Journal of Aerospace Power,2007,23(3)∶444-449.

[5]王營，陶智，杜發(fā)榮，等. 寬弦空心風(fēng)扇葉片流固耦合作用下的葉片響應(yīng)分析[J]. 航空動力學(xué)報，2008, 23(12)：2178-2183.

WANG Ying, TAO Zhi, DU Farong, et al. Response analysis of fluid and solid coupling characteristics for a wide-chord fan blade[J]. Journal of Aerospace Power, 2008, 23(12)∶2178-2183.

[6]楊劍秋，王延榮. 基于正交試驗設(shè)計的空心葉片結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計 [J]. 航空動力學(xué)報， 2011, 26(2)∶376-384.

YANG Jianqiu,WANG Yanrong. Structural optimization of hollow fan blade based on orthogonal experimental design[J]. Journal of Aerospace Power, 2011, 26(2)∶ 376-384.

[7]楊劍秋，王延榮. 空心風(fēng)扇葉片結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計方法及程序?qū)崿F(xiàn) [J]. 航空動力學(xué)報， 2012, 27(1)∶ 97-103.

YANG Jianqiu, WANG Yanrong. Structural design optimization method and program implementation for a hollow fan blade[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(1)∶ 97-103.

[8]紀(jì)福森,丁拳,李惠蓮.某結(jié)構(gòu)空心風(fēng)扇葉片設(shè)計與分析[J].航空發(fā)動機(jī) , 2013, 39(4)∶ 42-44,66.

JI Fusen, DING Quan, LI Huilian. Design and analysis of hollow fan blade structure[J]. Aeroengine, 2013, 39(4)∶ 42-44,66.

[9]WEI D S, WANG Y R, YANG X G. Analysis of failure behaviors of dovetail assemblies due to high gradient stress under contact loading[J].Engineering Failure Analysis, 2011,18∶ 314-324.

[10]GOLDEN P J, NICHOLAS T. The effect of angle on dovetail fretting experiments in Ti-6Al-4V[J]. Fatigue & Fracture of Engineering Materials & Structures, 2005, 28∶ 1169-1175.