李　迪，王延荣，廖连芳，王家广，卫飞飞（.中航商用航空发动机有限责任公司，上海008；.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京009）



圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究

李迪1，王延荣2，廖连芳1，王家广1，卫飞飞1
（1.中航商用航空发动机有限责任公司，上海201108；2.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191）

摘要：针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构，提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案，分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具，并进行了疲劳试验验证。为了简化试验，低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案，高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现。在低循环疲劳试验中，试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环，具备足够的抗低循环疲劳能力；在高循环疲劳试验中，试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核。结果表明：圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理，实现了预期的试验目标；所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能，满足大涵道比发动机的寿命设计目标；失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展。

关键词：圆弧形榫连结构；低循环疲劳；高循环疲劳；微动磨损；风扇叶/盘；大涵道比；涡扇发动机

引用格式：李迪，王延荣，廖连芳，等.圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究[J].航空发动机，2016,42（3）：61-66.LI Di,WANG Yanrong,LIAO Lianfang, et al.Investination of high and low cycle fatigue experiment for a curved dovetail assembly[J].Aeroengine,2016,42(3):61-66.

0　引言

圆弧形榫连结构是目前航空发动机叶/盘广泛采用的连接形式，RB211、Trent1000、CFM56-7等发动机都采用了这种新颖结构。圆弧形榫连结构设计有助于减小轮缘的直径，但增加了榫头/榫槽的加工难度。总体来说，圆弧形榫连结构已经成功地应用于国外先进发动机上。

榫连结构在叶片的离心载荷（低循环疲劳）和振动（高循环疲劳）作用下，接触面受力复杂，使微动疲劳成为其主要的失效模式[1-4]。针对榫连结构已公开的应用研究工作主要集中在平直型榫连结构上，采用数值模拟方法对榫连结构进行了研究[5-11]，对比分析了不同接触面构型对接触区应力的影响，同时也在微动失效机理方面进行了研究[12-14]。在试验研究方面，国外不仅开展了大量有针对性的榫连结构模拟件试验[15-17]，也对平直型燕尾榫连结构在高/低循环复合载荷作用下的疲劳问题进行了研究[18-19]，并基于数值分析和试验结果建立了寿命预测模型。

而对于圆弧形榫连结构的疲劳试验设计和研究，目前国内外公开的研究成果未见报道。圆弧形榫连结构的接触面为圆弧形，在叶片载荷作用下接触面应力分布更趋复杂，更容易产生微动疲劳，因此亟需对其开展疲劳研究。

为开发1套合理有效的圆弧形榫连结构疲劳试验方法，本文通过数值模拟方法给出了圆弧形榫连结构的应力特征，并设计了拉-拉低循环疲劳试验件及其试验夹具；设计了弯曲振型下的高循环疲劳试验件与试验夹具，并重点考查了叶片长度和预紧力对榫头振动试验的影响；分别开展了圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验，并对所提出的试验方案进行了验证分析。

1　研究对象

本文研究的对象为某大涵道比涡扇发动机风扇叶片/盘的圆弧型燕尾榫连接结构，其低循环疲劳设计目标为15000个起落的飞行任务循环，高循环疲劳设计目标为1×109次循环。风扇叶片/盘材料为钛合金，叶片采用宽弦复合弯掠设计，叶片/盘之间采用轴向圆弧形燕尾榫连结构，如图1所示。

图1 风扇叶片/盘模型

2　低循环疲劳试验方案设计

15000个起落的飞行任务循环相当于30000个基准循环，因而风扇叶片/盘的圆弧形榫连接结构需通过60000次循环的疲劳试验考核。针对该目标，设计了1套圆弧形榫连结构低循环疲劳试验装置，包括试验件及相应的试验夹具，以考查该圆弧榫连结构的疲劳性能。

所研究的钛合金宽弦风扇叶片（含圆弧形榫头）最大状态的总离心负荷约为90 t，考虑到国内试验机的加载限制，采用了缩比等效设计的方法，其原则是通过几何缩比和载荷缩比来保证圆弧形榫连结构在缩比前后应力大小和分布规律相似。为保证缩比后的榫连结构的应力与钛合金风扇叶片/盘的相似，本文取1∶2.5的几何缩比，对应的载荷缩比系数为1∶6.25，则离心载荷由90 t缩比为14.4 t，考虑到缩比带来的尺寸效应系数为1.04，则将缩比后的榫连结构承受的拉伸载荷（15 t）作为100%载荷模拟叶片的最大离心负荷。

为简化试验，暂不考虑温度载荷，并假定叶片的离心弯矩与气动弯矩相抵消，仅考虑叶片离心载荷的径向分量，则圆弧形榫连结构的低循环疲劳试验可简化为拉-拉循环加载的疲劳试验。所设计试验装置如图2所示。其中双榫头试验件为直“叶身”连接两端的圆弧形燕尾榫头；夹具中的榫槽通过销钉与试验机耳片相连以施加载荷；两端连接销钉采用90°交错的设计以消除试验中的附加弯矩影响。

为确保夹具能在榫头试件失效前安全工作，针对所设计的圆弧形榫连结构低循环疲劳试验方案，在100%载荷（15 t）下进行了静力分析。圆弧榫头/榫槽钛合金材料的屈服强度为830 MPa。利用榫头试件的结构对称性，取1/2模型进行分析，低循环疲劳试验装置有限元模型如图3所示，计算结果如图4、5所示。其中榫头的最大等效应力为616 MPa，第1主应力为564 MPa；榫槽的等效应力为499 MPa，第1主应力为534 MPa。均满足静强度设计要求。

图2 低循环疲劳试验装置

图3 低循环疲劳试验装置有限元模型

由应力分析可知，榫头等效应力和第1主应力最大值均高于榫槽的，最大应力位于榫头上，即榫头处应首先破坏，但不会因为夹具的破坏而使试验终止，因此该试验件及夹具的结构方案可用于低循环疲劳试验。

3　高循环疲劳试验方案设计

高循环疲劳试验的目的是考核圆弧榫头的疲劳强度是否满足高循环疲劳设计要求，有效位置是榫头的接触面过渡圆角处和接触区域上边缘。试验件缩比等效设计的原则与低循环疲劳试验的相同，即通过几何缩比和载荷缩比来保证圆弧形榫连结构在缩比前后静应力大小和分布规律相似，且考虑了由缩比尺寸效应带来的4%的高循环疲劳强度增量，即缩比系数为1.04。

图4 等效应力分布

图5 第1主应力分布

钛合金风扇叶片/盘的高循环疲劳设计目标为1×109次循环，接近于“无限”寿命，因而圆弧形榫连结构需满足“无限”寿命的高循环疲劳寿命设计目标。鉴于振动疲劳试验周期长、耗费高，如50 Hz的叶片频率需要5555.6 h才能完成1个叶片的试验，通常将3×107次循环作为考核低频（小于200 Hz）航空发动机结构件（含试验模拟件）具备“无限”寿命的“基准”。因此，圆弧形榫连结构高循环疲劳试验旨在完成3×107次的循环振动疲劳。鉴于在循环数由3×107增加到1×109的过程中钛合金疲劳强度仍会降低，考虑6%的疲劳强度增量，取比例系数为1.06。疲劳强度设计钛合金宽弦风扇叶片/盘在最大状态下的静应力和许用振动应力为基准，可通过Goodman曲线确定。钛合金宽弦风扇叶/盘的有限元模型如图6所示，计算得到榫头局部径向应力分布如图7所示。在最大工作状态下，圆弧形榫连结构的高应力区位于榫头工作面和榫头与叶身的过渡圆角处，最大径向应力为375 MPa，取103 MPa作为许用振动应力，圆弧榫头的疲劳强度需不小于188 MPa。考虑缩比带来的尺寸效应系数1.04和循环数减少带来的比例效应系数1.06，可知3×107循环数下缩比圆弧榫头的疲劳强度需不小于207 MPa。

图6 风扇叶片/盘有限元模型

图7 局部径向应力分布

为简化高循环疲劳试验过程，不考虑温度载荷和离心载荷，试验中仅模拟由气流激励引起的振动应力的作用。

图8 高循环疲劳试验装置

高循环疲劳试验件采用由直“叶身”一端带单榫头的结构方案，其榫槽在结构形式上与低循环疲劳试验的相近。试验装置与振动台的连接形式如图8所示。试件与夹具之间通过螺钉和1块平板预紧，以避免试件底部压力过大。为了避免螺钉的预紧力产生附加弯矩，在夹具的设计过程中要保证榫头的重心投影在夹具的形心上。

由于榫头上直“叶身”的长度影响试件的固有振动频率，而试验应力大小和时间长短又与试件的固有振动特性密切相关，试验加载的频率越高，振幅就越小，试件的振动应力幅值也就越小；频率过低，试验的时间就会很长。因此，直“叶身”的长度成为振动疲劳试验的1个关键因素，同时预紧力带来的预应力刚度也会在一定程度上影响试验件的固有振动频率。

首先考查叶身长度和预紧力对结构振动特性的影响，取叶身长度分别为160、180、200 mm，预紧力为25、50、100 MPa，进行含预应力的模态分析，不同试件长度和预紧力下的第1阶频率见表1。从表中可见，预紧力对试件频率影响较小，故试验时只需保证试验装置夹紧即可；试验件长度对试件频率影响很大。考虑到振动台的加载能力和试验周期，试验方案选用直“叶身”长度为200mm、预紧力为50 MPa，其1弯振动频率为259.67 Hz，其振型如图9所示。

表1 不同叶身长度和预紧力下的第1阶频率

图9 1阶弯曲振型

为了分析榫头试验件考核位置的合理性，对试件进行谐响应分析，计算结果如图10所示。应力集中区域位于榫头接触面的过渡圆角处和接触区域上边缘，与高循环疲劳试验的考核区域相符。

图10 榫头振动应力分布

4　低循环疲劳试验方案验证

低循环疲劳试验在Instron 8802电液伺服疲劳试验机上进行，榫连结构试验件及夹具为3套。试验载荷谱采用梯形波，如图11所示。其中，加载时间Δt1=2s，峰值保载时间Δt2=2s，卸载时间Δt3=2s，谷值保载时间Δt4=0.5s，得到低循环疲劳试验的单个循环时间为6.5s；谷值载荷为峰值的1/16。在试验方案的验证中，考虑到由缩比带来的尺寸效应和试验误差，将峰值载荷在100%载荷（15 t）的基础上提高10%，即在最大载荷为16.5t下完成了低循环疲劳试验，目标循环数为60000。

试验件装配、试验设备和仪器如图12所示。试验步骤如下：在榫头试件表面两侧相同位置贴应变片；在榫头、榫槽工作面均匀地涂润滑剂（二硫化钼），装配圆弧榫头与榫槽；将低循环疲劳试验装置与试验机装配连接；将榫头试件上各应变片与应变测量仪按对应通道连接，并进行弯曲程度检测，使弯曲百分比符合HB5287-1996试验要求后开始试验；设置试验机试验参数及限位参数，全面检查后开始试验。

图11 低循环疲劳试验载荷谱

图12 试验件装配设备和仪器

试验后，对试验件与夹具进行了分解检查，发现试验后裂纹均出现在榫头接触面上。1#试验件裂纹长度约为61 mm，位于榫头叶盆一侧下接触面，如图13所示。从图中可见，榫头与榫槽接触面均有明显磨痕，结合有限元分析结果可判定该榫头的疲劳失效过程为由微动磨损引起的裂纹萌生与扩展。

图13 1#试验件榫头/榫槽表面磨损

表2 低循环疲劳试验结果

试验结果见表2。峰值载荷为16.5 t下的3件试验件断裂寿命均超过60000次循环。鉴于转动件通常以裂纹萌生寿命为考核指标，为考查圆弧榫头的裂纹萌生寿命，针对3#试验件，采用了分阶段加载的方法。在超过设计目标60612次循环后，试验件无损伤；将载荷提高到19.5 t载荷进行了第2阶段试验，又完成了20001次循环后，试验件仍无损伤；将载荷提高到21.5 t进行了第3阶段试验，经4436次循环后在榫头叶背侧上、下接触面均出现裂纹，如图14所示。该圆弧形榫连结构裂纹萌生寿命远大于60000次循环，具备足够的抗低循环疲劳能力，表明所设计的低循环疲劳试验装置可行，且圆弧形榫连结构低循环疲劳寿命满足设计目标，可用于大涵道比发动机风扇叶片/盘实际结构的设计。

图14 3#试验件疲劳失效裂纹

5　高循环疲劳试验方案验证及分析

高循环疲劳试验在2 t振动台上进行。鉴于试验件数较少，从时间和成本考虑，疲劳强度设计目标以中值疲劳强度σ-1进行考核。试验采用升降法加载，以获取目标循环数为3×107的中值疲劳强度σ-1。振动疲劳试验按照HB5277规定进行，在振动台上对试验件进行1阶弯曲振型的振动疲劳试验，试验设备和测试系统如图15所示，试验装置装配如图16所示。

图15 试验设备和测试系统

图16 试验装置装配

试验步骤如下：振动疲劳试验开始前，在榫头、榫槽工作面均匀地涂润滑剂（二硫化钼），装配圆弧榫头与榫槽，并通过螺栓施加预紧力，完成榫头试验件与夹具的装配；试验装置与振动台通过转接段进行连接，通过连接螺栓进行紧固；开展振动特性试验和应力分布测试，获取1弯振型频率和最大振动应力点，在此基础上完成应力振幅标定；按照升降法的要求对试验件进行振动疲劳试验，确定其疲劳极限。

图17 4#试验件榫头/榫槽表面磨损

试验后，对试验件进行了分解检查，发现裂纹均出现在榫头接触面及榫头与叶身过渡圆角区域，且榫头与榫槽接触面有明显磨痕，如图17所示。振动疲劳试验的应力水平为4级，级差为5%，试验结果见表3。根据升降法进行数据配对，如图18所示，共5对。按升降法进行数据分析，由式（1）～（3）计算得到中值疲劳强度σ-1=207 MPa，标准差S*=8.3666，离差系数Cv=0.04020。参考HB/Z 112-86《材料疲劳试验统计分析方法》可知：当置信度取90%，误差限度取5%时，试验样本数满足最小观测值个数要求。表明圆弧形榫连结构高循环疲劳试验方案在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核，试验装置可行，可用于大涵道比涡扇发动机钛合金风扇叶片/盘结构设计。

表3 低循环疲劳试验结果

图18 有效样本闭合式升降法

6　结论

针对大涵道比涡扇发动机的设计要求，设计了圆弧形榫连结构高、低循环疲劳试验方案和装置，并对其进行了验证和分析，得到以下结论：

（1）建立了1套合理可行的圆弧形榫连结构高、低循环疲劳试验方案和试验装置；

（2）开发了1套有效的圆弧形榫连结构高、低循环疲劳试验方法，可用于指导后续圆弧形榫连结构试验工作；

（3）圆弧形榫连结构疲劳寿命达到了预期疲劳设计目标，可应用于大涵道比涡扇发动机钛合金风扇叶片/盘圆弧形榫连结构；

（4）断口分析表明，圆弧形榫连结构高、低循环疲劳失效形式为由微动磨损导致的疲劳裂纹萌生与扩展。

需要说明的是：低循环疲劳试验件的数量较少，仅获取了设计载荷（16.5 t）下的寿命数据，后续有必要增加试样数量，以获取更加精确的寿命曲线；同时为了提高结构的使用寿命，后续研究可考虑进行表面强化工艺的影响。

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（编辑：栗枢）

Investigation of High and Low Cycle Fatigue Experiment for a Curved Dovetail Assembly

LIDi1，WANG Yan-rong2，LIAO Lian-fang1，WANG Jia-guang1，WEI Fei-fei1
（1.AVIC Commercial Aircraft Engine Co.,Ltd.，Shanghai 201108，China；2.School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China）

Abstract:Focused on curved dovetail assemblies used in high bypass-ratio turbofan engines,a design concept with scale-reduced ratio of 1:2.5 for curved dovetail assemblies was proposed,in which both HCF and LCF specimens and its corresponding experimental fixtures were designed and machined to carry out the verification tests.In order to simplify the tests,tensile-tensile cyclic loading tests were conducted to evaluate the LCF properties and bymeasuring1 stage curve vibration of the specimen,the fatigue limit was achieved in HCF tests.During LCF tests,the specimen had adequate capability of LCF resistance thatthe crack initiation life was farmore than 60000 cycles,while the specimen passed the test of 3×107cycles under stress level of 207MPa in HCF tests.The results indicate that the presented experimental concept is sof easible that achievies the design goals,and the curved dovetail assemblies,in which the failure mode of fatigue crack initiation and growth induced by fretting wear,are capable of meeting the requirement of high anti-fatigue properties for high bypass-ratio turbofan engines.

Key words:curved dovetail assembly；HCF；LCF；fretting wear；fan blade/plate；high bypass-ratio；turbofan engine

中图分类号：V231.9

文献标识码：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.03.012

收稿日期：2015-09-01

作者简介：李迪（1983），男，主要从事涡扇发动机压气机强度设计与试验验证工作；E-mail：lidi831616@163.com。