TC4钛合金航空发动机叶片复杂外物损伤（角冲击/棱冲击/面冲击）的形成机制及其对高周疲劳寿命的调控规律研究——结合真空热处理工艺与断口分析的损伤劣化机理及工程应用启示

引言

飞机在近地飞行过程中，地面跑道上的碎片、 砂砾或金属物等硬物极易被高速气流吸入发动机 流道中，并与高速旋转的风扇/压气机叶片发生碰 撞造成硬物损伤（亦称外物损伤Foreign Object Damage，FOD）。损伤部位极易成为高周疲劳 （High Cycle Fatigue，HCF）裂纹萌生源，造成风 扇/压气机叶片过早断裂，严重威胁飞行安全。TC4钛合金因其出色的抗拉强度［1-2］、较低的密 度和优异的抗疲劳性能［3-6］，成为发动机叶片的 常用材料，可显著减轻叶片重量，提升发动机推 力与燃油效率。因此研究TC4的冲击损伤的宏微 观特征［7］［8］及其对高周疲劳性能影响，对降低 发动机叶片在循环载荷下裂纹萌生风险，增强可 靠性至关重要。Hailong Deng［9］等人通过R=−1，−0.3和0.1的疲劳试验分析了TC4钛合金的超高周 疲劳行为［10］，结果表明：试件的S-N曲线均为双 线性，表现出表面滑移、表面解理和内部解理三 种破坏模式。S.Y. Oakley［11］等人对“叶片状” 试样开展弹道冲击实验，然后使用一种新的组合 循环试验进行疲劳测试［12］［13］［14］。该方法旨在 解决飞机发动机叶片受异物损伤后剩余疲劳寿命 的预测问题。J.O Peters［15］和ZHU LEI［16］等人 研究了FOD对TC4合金表面疲劳裂纹萌生和扩展 的影响，发现凹坑损伤主要通过预制小裂纹、引 发应力集中、引入残余应力及导致塑性变形等方 式降低疲劳强度。J. Ding［17］等人研究TC4板试 样在低周和高周疲劳（LCF/HCF）复合载荷条件 下受异物损伤（FOD）后的小裂纹扩展行为。结 果表明，残余应力对裂纹前沿形状的发展和疲劳 寿命都有显著影响。Benjamin Hanschke［18］等人 研究了高压压气机叶轮关键的异物损伤（FOD） 区域并分析了由异物损伤引起的应力集中对疲劳 强度的影响。S. Spanrad［19］等人对激光冲击强化 （LaserShock Peening，LSP）后的TC4合金翼型试 样开展了FOD后在高周（HCF）、低周疲劳以及 高低周组合载荷条件下疲劳试验。结果表明，在 相似的加载条件下，经激光冲击强化（LSP）处 理的试样，其裂纹萌生相比未处理的试样有所延 迟。损伤特征取决于弹丸的几何形状、撞击角度 以及撞击速度。Steven R. Thompson［20］等人研究 了残余应力对TC4合金外物损伤（FOD）高周疲 劳（HCF）强度的影响。结果表明，退火去残余 应力后合金疲劳极限显著提高［21］［22］。David B. Lanning［23］等人提出了基于缺口附近应力分布的 临界距离方法［24］［25］［26］，用于预测缺口圆柱形TC4试样高周疲劳寿命。其预测精度在测试疲劳 极限应力的12%以内，可用于TC4部件的疲劳设 计。R.Hall［27］等人采用通用的边缘翼型试样， 研究了早期疲劳裂纹扩展行为，通过有限元法分 析了FOD引入的残余应力，并重点讨论了残余应 力在疲劳裂纹扩展表征中的作用。

综上可以看出，国内外对TC4合金硬物损伤 及对高周疲劳性能的影响已经有显著进展，主要 研究集中于不同冲击角度、冲击速度、损伤尺寸、 冲击位置等对损伤形貌及高周疲劳性能的影响。 受冲击试验条件限制，冲击弹体多为球体，冲击 形貌单一且多为椭球凹坑。航空发动机结构完整 性大纲规定：风扇/压气机外物损伤验证试验中损 伤位置应在最敏感的关键部位且施加损伤应力集 中系数Kt至少为3。因此有必要开展损伤形貌更 为复杂，损伤程度更为严重的复杂表面冲击损伤 对HCF性能的影响研究。此外，方块子弹存在角 冲击、棱冲击和面冲击等多种损伤，因此与球体 子弹相比，能更理想地复现真实的复杂损伤形貌。

本文针对TC4钛合金风扇/压气机叶片在服役 环境中易受硬物冲击，形成复杂形貌损伤，进而 影响其高周疲劳（HCF）性能的问题。开展了以 下研究内容：通过不同冲击条件（包括冲击速度、 冲击角度与弹体形状）以及不同试样状态（含缺 口与不含缺口）下的外物损伤（FOD）试验，对TC4钛合金进行损伤表征分析，并对冲击后试样 进行高周疲劳测试，从而系统探究不同冲击条件 下复杂损伤形貌的演化规律及其对合金高周疲劳 性能的影响机理。

1、试验

1.1试样

α+β双相TC4钛合金是航空发动机风扇/压气机叶片常用材料。本文所采用的钛合金母材由发 动机公司提供，为TC4轧制板材，沿轧制方向的 显微组织结构如图1所示，室温下的基本力学性 能见表1。

表 1 室温下 TC4 板材的基本力学性能

为对比缺口和冲击损伤对合金HCF性能的影 响，本文共设计了两种试样：1）厚度2mm的光 滑平板（图2）；2）在光滑平板试样基础上加工 出深度1mm、开口角度90°、开口底部半径1mm的V型贯穿缺口，应力集中系数（Kt=3）。

所有试样均沿TC4板材轧制方向采用慢走丝 切割加工。为了降低试样表面粗糙度和加工残余 应力对HCF性能的影响，将加工后的试样沿加载方向手工精磨，并在10-3 Pa真空炉内以620 °C保 温2 h， 随 后 空 冷 （ 真 空 热 处 理 工 艺 见 文 献［28］）。

1.2外物损伤模拟试验

硬物冲击试验的速度和角度分别根据飞机飞 行时风扇/压气机叶片的线速度及其与硬物的典型 冲击角度设定。试验采用高速弹道冲击装置（即 轻气炮装置，见图5）。该装置通过调节高压气室 内的气体压力控制弹体的发射速度，利用激光测 速装置测量弹体速度，借助可调夹具以与三轴可 调平台精确调整冲击位置与角度。

弹体使用边长为2mm的正方体钢块和直径为3mm的钢珠，弹托为直径12mm的圆柱体硬质塑 料（图3）。鉴于飞机在实际飞行中可能遭受形状 不规则的异物撞击，而立方体弹体因其撞击时接 触姿态的多样性，可形成损伤程度与形貌更为复 杂的凹坑，能更好地模拟真实工况，因此本研究 选用方块弹体作为主要模拟异物。

典 型 冲 击 速 度 设 定 为148m/s、225m/s和312m/s，根据发动机行进速度、叶片线速度及叶 片安装角度可估算外物冲击路径和叶片中线形成 的冲击角度为30°~60°之间，其中最危险角度［4］通常为60°。因此冲击角度分别为30°与60°，示 意图见图4，冲击角度与位置可通过可调夹具及 其下方三轴台精确控制。具体试验方案见表2。 根据试样长度及残余应力影响范围，每个试样选 取等间隔的4~5个冲点进行冲击。试样分组如下：FZ1、FZ2用于研究弹体类型与冲击角度的影响，F1、F2用于对比缺口损伤与冲击损伤对合金HCF性能影响；F3、F4用于研究不同冲击速度对损伤 形貌及HCF性能影响。

1.3高周疲劳试验

FOD冲击损伤有一定随机性，即使相同冲击 条件也难获得完全相同损伤形貌，传统HCF测试 方法如成组法和升降法，由于其需要大量相同冲 击损伤试验件不再适用。故本文采用在指定应力 水平下加载至试样失效的方法，通过记录疲劳循环周次及断裂点对应的冲击类型，以评估不同冲 击损伤的严重程度。带外物损伤的TC4钛合金试 样的高周疲劳测试在QBG-100型高频试验机上进 行，试验机频率约为100~120Hz（图6）。试验载 荷基于前期TC4钛合金的高周疲劳数据予以确 定，应力比取R=0.1以模拟实际服役条件。

2、试验结果与分析

2.1外物损伤特征

不同冲击条件（冲击角度、冲击速度、硬物 类型）下所有试样的硬物冲击试验结果如图7。 利用光学显微镜对不同试样所有冲击点损伤形貌 进行观测，为方便将HCF试验结果与损伤形貌对 比分析，每根试样HCF测试断裂位置的冲击点采 用黄色虚框标注（如图7中FZ1-#4、FZ2-#1、F4- #1、F3- #2）。F1、F2试样在缺口应力集中处 断裂。

对比不同冲击角度试样（FZ1、FZ2）可知： 相同弹体类型和冲击速度下，60°冲击形成的损伤 深度显著大于30°。在30°方块冲击 （FZ2- #1、FZ2-#3、FZ2-#4）试样上均观察到了两处损伤， 且第二次损伤面积明显较小。这一现象可归因于 较小的冲击角度导致方块形弹体在初次碰撞后， 以碰撞点为转动中心发生滚动运动，进而使相邻 棱边/角与靶材发生二次碰撞。

对比不同类型冲击物的损伤特征发现：钢球 冲击形貌呈规则椭球形，随冲击角度减小凹坑深 度减小而椭球长轴增加。此外，凹坑出射侧伴有 更严重材料挤出和剥离现象，且未观察到二次损 伤。相比之下，方块冲击产生的损伤形貌特征更 为复杂，损伤区域更加尖锐。所有试样断裂点均 对应于方块形冲击损伤，由此可判断，在相同冲 击速度和冲击角度条件下，方块形冲击会产生更 严重的损伤形貌与应力集中效应，表明方块异物 在叶片实际服役中有更高的危险性。对比不同冲 击速度的试样（F1、F2与F3、F4）可知，随冲击 速度的增加损伤面积与深度均显著增大，损伤程 度更为严重。

综合所有试样损伤形貌图可知，即使相同冲击条件下，方块冲击所产生的损伤形貌也存在较 大差异。根据其特征，可大致分为三类：角冲击 损伤、棱冲击损伤、面冲击损伤。角冲击损伤 （如FZ2-#1、F2-#1、F4-#1）的典型特征为三角形 或菱形形貌，具有损伤面积小、深度大的特点， 且常为疲劳断裂点。棱冲击损伤（如FZ1-#3、F2- #2、F3-#1等）形貌多呈长条状，且出射侧常伴有 材料挤出。面冲击损伤发生频率较低（如F2-# 4），其冲击面积最大，但损伤深度通常最浅。

表 2 FOD 冲击试验方案

2.2外物损伤HCF结果

表3列出了不同试样的加载条件及HCF测试 寿命，其中试样F1，F2，FZ1载荷相同（静载荷5.15kN，动载荷为4.21kN）。考虑到F3冲击速度 较低，FZ2冲击角度较小，结合之前测试经验， 为避免寿命周期过长对载荷相应增加。

表 3 试样 HCF 测试结果

所有试样高周疲劳测试结果如图8所示。带 有预制缺口（Kt= 3）的试样，其疲劳寿命较其 他带冲击凹坑的光滑试样显著缩短，且断裂位置 均位于缺口根部。这表明缺口型损伤比凹坑型冲 击损伤引发更严重的应力集中，对材料疲劳性能 危害更大。对比F3与F4测试结果可知，冲击速度从146m/s提高至225m/s，材料的疲劳寿命降低 了约56%，这表明冲击速度的增大会显著降低材 料的高周疲劳性能。

FZ1与FZ2试样断裂点均源自方块弹体冲击 损伤，且速度相同，其寿命差异主要源于冲击角 度不同所导致的损伤严重程度不同。若FZ2试样 在与FZ1相同的载荷条件下进行测试，二者因冲 击角度造成的寿命差异预计会更加显著。寿命量 化分析表明，当冲击角度从30°增大至60°时，试 样的疲劳寿命至少降低了32%。在冲击速度相同 的条件下，F4试样的寿命高于FZ1，这主要归因 于F4所承受的载荷略低。

对TC4钛合金试样的失效断口观测发现：所 有断口的裂纹均萌生于缺口根部或冲击凹坑底 部，表现出多裂纹源特征。其中，F4试样的裂纹 形貌尤为显著，其扩展路径曲折，呈现出明显随 机性（图9）。对比不同冲击损伤程度的试样可 见，F3试样的冲击损伤较浅，相应裂纹的尺寸与 分布范围也较小；而F4试样的冲击损伤深且严 重，其裂纹的尺寸与分布范围均显著更大（图11）。这一结果明确表明，更严重的冲击损伤会显 著促进裂纹的萌生与扩展。

3、结论

本文针对航空发动机风扇叶片易受异物冲击 产生复杂表面损伤，进而影响其HCF性能问题， 通过开展不同冲击条件（冲击速度、冲击角度、 子弹类型）下冲击试验预制了复杂损伤，结合光 学显微镜下的损伤形貌表征与冲击后试样的高周 疲劳测试，系统评估了冲击损伤对TC4钛合金材 料的高周疲劳性能影响，并进行了失效分析，主 要结论如下：

1）与球形子弹相比，方块弹体冲击形成的损 伤形貌更为复杂，损伤更加严重。这主要源于其 在相同条件下形成的凹坑更深，且独特的V型几 何轮廓引发更显著的应力集中；此外，在低角度 冲击时，方块弹体易发生翻滚，导致二次损伤。

1）与球形子弹相比，方块弹体冲击形成的损 伤形貌更为复杂，损伤更加严重。这主要源于其 在相同条件下形成的凹坑更深，且独特的V型几 何轮廓引发更显著的应力集中；此外，在低角度 冲击时，方块弹体易发生翻滚，导致二次损伤。

3）在300m/s，60°的典型服役工况下，即使 是最严重的方块冲击损伤，其对高周疲劳性能的 削弱程度仍低于理论应力集中系数Kt= 3的机械 加工缺口。断口分析表明，机械加工缺口处裂纹 呈多源萌生特征，而冲击损伤裂纹则多萌生于凹 坑底部的单一高应力区。该结论对基于Kt= 3准 则的发动机外物损伤试验验证具有重要指导意义。

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（注，原文标题：TC4钛合金复杂表面冲击损伤高周疲劳试验研究）

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