刘红彬 ， 陈 伟 ， 杜文军

(1.南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016；2.中国燃气涡轮研究院，四川 成都 610500)

1 引言

航空发动机叶片在使用过程中由于疲劳累积损伤和裂纹，造成突然断裂失效的现象较为普遍。据统计，在发动机零部件失效事件中，转子叶片占70%。20世纪60年代中期到90年代中期，我国因压气机一级叶片失效损坏的发动机就多达16台；1997～2000年，某国空军在外场发生143起叶片折断、裂纹故障，导致2起严重飞行事故、40起飞行事故征候。对某系列发动机而言，其主要构件(涡轮叶片、压气机叶片等)出现的问题更为严重，截至2000年2月，共有3个型号、25台发动机的31片叶片失效[1]。根据文献[2]对航空发动机风扇转子叶片各部位进行的受力分析可知，叶片叶身中部至叶根的大部分区域的受力条件为：在主要的低周循环载荷条件下叠加高周循环载荷(见图1，图中R为应力比，σ为应力，ε为应变)。

高低周复合加载时，通常认为低周疲劳(LCF)主要形成初始裂纹，高周疲劳(HCF)主要促使裂纹加速扩展，且高周载荷必须大于一定值时才能促进叶片裂纹扩展。但是在航空发动机实际工作中，叶片上由瞬时气动引起的高频(>1 kHz)振动高周载荷常叠加在较高平均应力的低周载荷上。在这种高频载荷下，即使裂纹扩展率很低(如 10-10～10-9m/周)，裂纹扩展到失效也只需较短时间。所以高低周复合疲劳(LHCCF)的寿命相对于仅受低周疲劳的寿命大大降低，如图2所示[3]。这就需要通过试验来研究高低周复合疲劳对航空发动机风扇/压气机叶片寿命的影响，获得载荷或应变的上限，避免叶片在设计寿命内经受不允许的破坏失效。本……