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嘉峪檢測網 2025-04-10 12:04
前言
航空發動機被譽為飛機的“心臟”，其設計制造水平體現了一個國家的科技、工業和國防實力。新一代航空發動機具有高推重比、高可靠性、長壽命等重要性能指標，如何提高航空發動機的可靠性、延長其安全壽命是航空發動機研制、使用和發展的關鍵問題。
隨著現代航空工業對發動機性能要求的不斷提升，航空發動機面臨的工作環境更為嚴苛，與之相關的問題也隨之顯露。據相關統計，超過40%的航空發動機失效問題都與疲勞有關，疲勞是航空發動機零部件失效的主要原因之一。
航空發動機關重件的壽命和可靠性直接影響航空發動機的安全性，其疲勞壽命試驗是評估航空發動機壽命和可靠性的重要技術手段。由于航空發動機整機疲勞試驗成本高、難度大，關重件的疲勞試驗成為了評估整機疲勞壽命與可靠性的重要技術手段，甚至可以在一定程度上替代航空發動機的整機疲勞試驗和可靠性試驗。同時，關重件的疲勞壽命試驗也是驗證相應的理論模型和仿真算法的必要技術手段。因此，先進的航機關重件疲勞壽命試驗技術對航空發動機的研發、定型及延壽有重要應用價值。
航空發動機關重件疲勞試驗技術既包括試驗設備方面的硬件技術，也包括試驗方法及數據處理方面的軟件技術，涉及加載、檢測、試驗結果統計分析等多方面內容，這些相關技術在不同領域、不同對象上都有不同的應用和發展。開展疲勞壽命試驗及相關技術研究，對于全面掌握有關的試驗方法與技術和發展先進的航空發動機關重件的疲勞壽命試驗方法與技術有顯著意義。
1.航機關重件疲勞試驗技術研究進展
為滿足現代航空發動機高可靠、長壽命的迫切需求，疲勞試驗在其壽命與可靠性評估中扮演著重要角色。葉片、輪盤和軸是航空發動機的關重件，其疲勞性能對航空發動機的整機安全性和可靠性有至關重要的影響。
通過航機關重件的疲勞試驗，能夠有效評估其在復雜服役條件下的疲勞壽命和可靠性，為航空發動機的設計優化和安全保障提供重要的數據支持。
葉片疲勞試驗
在現代航空發動機的生產、研制和使用中，葉片故障十分突出。由于葉片造型復雜、工作條件惡劣，葉片經常會發生斷裂故障，給飛機和發動機造成嚴重事故。據統計，現代航空發動機中因葉片故障返廠檢修的臺數占檢修總數的35%左右，疲勞斷裂是導致葉片故障的主要原因。
1.葉片振動疲勞試驗
對于航空發動機葉片而言，在周期性氣流激振力的作用下，因葉片共振導致的振動疲勞失效是葉片的主要失效形式之一，因此研究葉片的振動疲勞壽命對保證航機正常穩定工作具有重要意義。
航空發動機葉片振動疲勞試驗的原理是使懸臂固持狀態下的試驗葉片在彎曲共振頻率下大幅振動，使試驗葉片危險截面處產生疲勞斷裂。激振力由電動振動臺提供，當激振力的頻率等于試驗葉片的自振頻率時，試驗葉片可在所要求的振幅下進行恒幅振動。通過調整功率放大器輸出能量的大小來調節試驗葉片的振幅，使其保持穩定，直到產生疲勞裂紋。
一些學者通過葉片振動疲勞試驗對葉片的振動疲勞問題展開了研究。李靜等對壓氣機葉片進行了振動疲勞試驗，確定了葉片的振動疲勞極限。高慶提出了一種基于“葉片剩余振動疲勞強度儲備”概念的壽命預測方法，可以根據外場使用情況有效地預測葉片的振動疲勞壽命。楊強等通過模態測試和窄帶隨機振動測試研究了復合材料葉片的振動疲勞特性，采用測試應變響應譜計算了葉片的振動疲勞壽命。
Braut等提出了一種基于一階固有頻率的渦輪葉片加速疲勞試驗方法。研究表明，因氣流燃燒及干擾產生的高聲強噪聲會對發動機葉片的振動疲勞壽命產生影響，當單頻聲頻率與葉片的共振頻率耦合或接近時，葉片會因產生共振而發生損壞。針對這一問題，王琰等對發動機轉子葉片進行了聲振疲勞試驗，研究了不同的聲振激勵方式對葉片疲勞性能的影響。
2.葉片高溫疲勞試驗
渦輪葉片長期服役于高溫環境，高溫環境下渦輪葉片的受載情況復雜，存在高溫疲勞、蠕變疲勞和熱機疲勞等復雜的失效模式，使用常溫條件下獲得的疲勞試驗數據預測的高溫疲勞壽命通常與實際壽命相差甚遠，因此需要對渦輪葉片進行高溫疲勞試驗。
Chen等采用高頻感應加熱器對渦輪葉片進行加熱，完成了渦輪葉片高溫高低周混合疲勞試驗。章的等采用開環式電磁感應線圈加熱葉片，通過熱傳導模擬帶溫度梯度的渦輪轉子溫度場，在旋轉試驗臺上完成了渦輪葉片低循環疲勞試驗。
在高溫環境下，渦輪葉片極易發生蠕變疲勞失效。針對渦輪葉片的蠕變疲勞問題，Yan等設計了一種基于渦流感應裝置的葉片蠕變疲勞試驗裝置，完成了全尺寸渦輪葉片的低周蠕變疲勞試驗。蠕變疲勞試驗的載荷譜大多為梯形載荷譜，導致試驗耗時過長，針對此問題，Shi等提出了一種加速低周疲勞-蠕變試驗方法，在梯形載荷譜下完成了全尺寸渦輪葉片低周疲勞-蠕變試驗。閆曉軍等設計了渦輪葉片的高溫蠕變疲勞加速試驗，有效地縮短了試驗周期。
熱機械疲勞是渦輪葉片的主要失效模式之一。與恒定高溫疲勞試驗不同，熱機械疲勞試驗需要對試件施加循環溫度載荷，即隨時間變化的溫度載荷，這對加熱裝置提出了更高的功能要求。
王洪斌設計了基于高頻電感應加熱器的渦輪葉片熱機械疲勞試驗裝置，可以有效地模擬渦輪葉片在服役過程中受到的循環溫度載荷和機械載荷。王榮橋等開發了渦輪葉片熱機械疲勞試驗系統（如圖1所示），應用高頻感應加熱爐對渦輪葉片進行加熱，能夠同時模擬服役條件下 葉片考核截面的循環應力場和循環溫度場，可以有效地再現真實渦輪葉片在服役過程中的失效模式，為渦輪葉片的壽命預測和失效分析提供技術支撐。
圖1 渦輪葉片熱機械疲勞試驗系統
3.葉片模擬件試驗
部件級葉片疲勞試驗有效地解決了材料級疲勞試驗難以驗證葉片疲勞壽命的問題，在設計初期進行葉片的部件級疲勞壽命試驗可以提前摸清葉片的疲勞壽命，降低整機試驗風險，節約研制成本。然而，部件級疲勞試驗需要根據葉片的尺寸及實際受載情況設計專用的疲勞試驗設備，導致試驗的準備時間較長，且試驗結果不具備通用性。
針對這個問題，一些研究者使用葉片模擬件代替全尺寸葉片進行疲勞試驗，通過材料級疲勞試驗設備即可完成試驗，能夠得到較為精確的葉片疲勞壽命。李偉等提出了葉片模擬件的設計原則：①試驗件除要求在考核區幾何結構與真實葉片一致外，整個試驗件的制造、加工過程也應與真實葉片一致；②試驗件截面設計要有效排除附加彎矩在加載方向的影響；③考核區域應設計為試驗件的最薄弱截面，以最大限度地保證試件在預期的部位失效。
霍軍周等設計了與真實渦輪葉片危險部位的應力應變場相同的葉片模擬試件（如圖2所示），在疲勞試驗機上完成了葉片模擬件的多軸低周疲勞試驗。徐浩等基于幾何相似和應力相似的原則，設計了葉根緣板過渡處特征模擬件，完成了軸向拉伸-高頻彎曲振動的葉片雙軸載荷疲勞試驗。程禮等通過有限元模態分析設計了一種方形平板葉片模擬試件，通過共振試驗研究了葉片高階彎扭復合共振疲勞機理。
圖2 渦輪葉片模擬試件
輪盤疲勞試驗
輪盤在服役過程中承載著復雜交變載荷的作用，一旦破裂失效將會對航空發動機的安全帶來嚴重威脅。低循環疲勞破壞是輪盤的主要的失效模式，各航空大國均在發動機設計規范中明確了輪盤的安全循環壽命設計要求，開展了輪盤低循環疲勞試驗。
1.基于立式輪盤旋轉試驗器的輪盤疲勞試驗
真實輪盤壽命試驗通常在立式輪盤旋轉試驗器上進行，試驗器主要由試驗臺架、筒蓋鎖緊裝置、機械驅動系統、電力驅動單元、供油系統、真空系統、開關控制系統、安全防爆環組、數字式自動控制系統、爆裂監測系統、計算機控制系統和加熱系統等組成。
曹鳳蘭等使用立式輪盤旋轉試驗器（如圖3所示）完成了全尺寸輪盤的低周疲勞試驗，據此建立了渦輪盤的低周疲勞壽命預測模型，探究了裂紋源及表面粗糙度對輪盤疲勞壽命的影響。武三栓等應用立式旋轉試驗器完成了壓氣機第四級和第十級輪盤的低周疲勞試驗，為壓氣機輪盤的定期維護和延壽提供了依據。袁征宇等應用立式輪盤低循環疲勞試驗器對粉末冶金渦輪盤進行低循環疲勞試驗，確定了渦輪盤的安全使用壽命。楊俊等以某型發動機高壓兩級渦輪盤為研究對象，完成了全尺寸渦輪盤聯合試驗件的低循環疲勞試驗，得到了兩級渦輪盤的低循環疲勞壽命。
圖3 立式輪盤旋轉試驗臺
龔夢賢應用立式旋轉試驗器完成了某發動機Ⅰ級輪盤的高溫低周疲勞壽命試驗，確定了渦輪盤的考核部位，獲得了渦輪盤的低周疲勞壽命，但其在試驗中只控制了輪盤試驗的轉速與溫度，忽略了渦輪盤在工作時所受的扭矩。對此，李偉等采用扭力盤加扭裝置（如圖4所示）有效地對轉子試驗件施加了10000 Nm級扭矩，完成了帶扭矩渦輪盤的高溫低周疲勞試驗。
圖4 扭力渦輪盤加扭裝置
在考慮離心載荷的輪盤試驗中，錐形輪盤的軸向變形往往難以控制，對輪盤試驗的邊界條件和變形有很大影響，導致試驗工況和發動機的真實工作狀態之間存在差異，輪盤的壽命預測結果具有較大的誤差。針對此問題，劉大成等提出采用油缸式旋轉試驗器進行高壓壓氣機輪盤試驗的方案，通過調整油腔中油的體積實現軸向力的變化，完成了對壓氣機輪盤的疲勞壽命試驗。
但在試驗過程中需嚴格控制油量的精度，且需反復拆裝試驗組件，由此產生的較大平衡問題難以解決。對此，王海舟等提出了一種考慮軸向變形的錐形輪盤低循環疲勞壽命試驗方法，通過在試驗軸上添加T形凸臺和壓緊螺母，保證了輪盤在裝配狀態下的軸向變形，有效地解決了試驗中輪盤軸向變形難以控制的難題。
2.輪盤高溫疲勞試驗
為了盡可能在試驗中模擬發動機轉子的真實工作環境，除對轉子施加離心載荷外，還需要對其施加溫度載荷。《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》中明確規定渦輪轉子試驗應在第一級渦輪轉子進口最高允許燃氣溫度下進行，在試驗過程中，輪盤的內孔或盤心應達到最高設計溫度。
現有輪盤強度試驗用加溫裝置多為上下爐盤式通用型大空間輻射加溫裝置，適用于不同結構輪盤的超轉及低循環疲勞試驗。Getsov等在WRD-500試驗機上進行了全尺寸渦輪盤的非比例熱機疲勞試驗，通過施加轉速為輪盤施加離心載荷，使用熱電偶為輪盤施加溫度。高漢晉等研制了一種渦輪盤加熱裝置，采用熱輻射的方式對渦輪盤試驗組件進行加熱，能夠對輪盤試驗件加載均勻溫度場。
在考慮溫度梯度的溫度載荷模擬方面，烏英嘎等設計了一種可以施加梯度溫度場的輪盤加溫裝置（如圖5所示），通過熱輻射方式實現了在真空環境下加溫元件與試驗件之間的熱量傳遞，可以有效地模擬具有溫度梯度的輪盤溫度環境。高文輝等設計了一種輪盤強度試驗用在線可調式梯度加溫裝置，通過控制散熱擋板開孔大小來控制試驗件的輻射散熱量，具有調控試驗件溫度場梯度的能力。
圖5 帶梯度溫度場的轉子試驗臺
李現玲等研制了一種輪盤加溫冷卻一體裝置，能夠長時間保持輪盤徑向方向的溫度梯度。高仁衡等針對試驗中輪盤熱應力難模擬、壽命考核位置多等問題，提出了以離心載荷補償熱載荷、以損傷程度定考核位置的解決方案，設計了高溫度梯度輪盤試驗件設計方案，完成了輪盤高溫低周疲勞壽命試驗。
3.輪盤局部結構疲勞試驗
真實渦輪盤試件造價較高，疲勞試驗費用昂貴，因此其試驗件數量通常較少，難以得到足夠的壽命數據。在輪盤的疲勞試驗中，人們往往更關注某些危險部位的疲勞性能。因此，從簡化試驗和降低試驗成本的角度來講，采用真實零部件的局部結構試件完成疲勞試驗是一種更具性價比的試驗方式。Shlyannikov等設計了一種壓氣機輪盤榫槽局部結構試件（如圖6所示），通過雙軸疲勞試驗探究了輪盤榫槽的復合型裂紋擴展規律。
圖6 雙軸加載試驗件
Issler等設計了一種用于模擬輪盤榫槽受力狀態的葉-盤組裝結構試件（如圖7所示），有效地還原了葉片對輪盤受力狀態的影響。
圖7 葉-盤組裝結構試件
Isobe等通過輪盤榫槽局部結構試件（如圖8所示）的高溫疲勞試驗研究了平均應力及接觸力對輪盤榫槽裂紋擴展過程的影響。
圖8 輪盤榫槽局部結構試件
Shlyannikov等設計了一種輪盤輪轂內孔局部結構試件，通過高溫疲勞試驗研究了輪盤輪轂內孔的裂紋擴展過程（如圖9所示）。
圖9 輪盤輪轂內孔局部結構試件及試驗裝置
一些學者通過局部特征模擬試件來模擬輪盤危險部位的真實受力狀態，也能夠在一定程度上代替真實輪盤試驗，通過低成本的試驗獲得真實輪盤部件的疲勞性能。劉若楠等設計了能夠模擬輪盤裂紋擴展過程的V型缺口模擬件，結合等效試驗載荷譜，有效地模擬了輪盤的裂紋擴展過程。
魏大盛等將周向應力和軸向應力比值和輪盤中心孔處周向應力沿徑向的應力梯度作為設計指標，設計了反映雙軸應力狀態的多軸模擬件和反映應力梯度的平板缺口模擬件（如圖10所示），建立了輪盤中心孔疲勞模擬件的設計方法。萬江艷等設計了反映輪盤榫槽底部應力分布狀態的局部模擬試件，通過模擬件試驗建立了基于材料延伸率的輪盤破裂準則。
圖10 輪盤中心孔模擬試驗件
劉廷毅等以實際輪盤構件的最大主應力與應力梯度為設計變量，設計了壓氣機Ⅰ級輪盤榫槽的模擬件，完成了輪盤模擬件的疲勞試驗。劉勝等根據渦輪盤的榫槽特征設計了缺口模擬件，完成了渦輪盤模擬件的高溫疲勞、持久及蠕變疲勞試驗，研究了蠕變載荷對缺口件疲勞壽命的影響和疲勞載荷與持久載荷的交互損傷規律。
張成龍等將模擬件尺寸作為設計變量、主應力和應力梯度作為優化條件，通過有限元仿真優化輪盤模擬試件，獲得了與輪盤榫槽應力狀態相似的模擬試件。鄭小梅等提出了一種高壓渦輪盤螺栓孔低循環疲勞模擬件設計準則，即模擬件與螺栓孔虛擬裂紋內第一主應力和第一主應變分布一致、最大應力點的第二主應力與第一主應力的比值一致。
現有的模擬件設計方法通常保證危險點一定范圍內的應力/應變分布與真實構件的一致，但這些方法對“一定范圍”的定義缺乏理論依據且未能形成統一認識，對此，趙淼東等提出了一種臨界距離范圍內SWT參量分布一致的模擬件設計方法，建立了輪盤盤心、螺栓孔、端齒等危險部位的模擬件設計方法，完成了模擬件的低周疲勞試驗（如圖11所示）。與部件級疲勞試驗相比，模擬件試驗能夠有效地減少載荷控制難度和試驗成本，已經在強度測試評估方面展現了良好效果，具有廣闊的應用前景。
圖11 輪盤低周疲勞模擬件
無論是局部結構試件，還是局部特征模擬試件，在疲勞試驗中均存在因試件與真實服役部件非同一生產單位或批次而引起的材料性能差異問題，導致試驗壽命往往與真實服役壽命相差甚遠。針對這個問題，近年來很多學者提出了“本體取樣”的試驗方法，即在服役件本體中取出試樣或在與服役件同一生產批次的鍛件中取出試樣。
Filippini等從輪盤的鍛造部件中切割試樣，完成了輪盤材料的高溫多軸疲勞試驗（如圖12所示），評估了多軸疲勞壽命預測模型的準確性。
圖12 輪盤鍛造部件高溫多軸疲勞試驗
Madariaga等通過電火花切割方式從全尺寸渦輪盤本體中提取試樣，在配有感應加熱系統的MTS試驗機上完成了高溫低周疲勞試驗（如圖13所示）。
圖13 渦輪盤本體試樣試驗
Jeong等在真實服役渦輪盤上取樣，制備了模擬輪盤真實受載情況的CT試樣和圓棒試樣（如圖14所示）。
圖14 渦輪盤本體取樣示意圖
Prasad等通過電火花切割方式從全尺寸渦輪盤的輪緣、輪轂和孔三個位置提取試樣，對三種試樣分別進行了高溫低周疲勞試驗，研究了718合金渦輪盤的低周疲勞-蠕變損傷演化過程。Hu等從實際渦輪盤的邊緣區域沿環向切割試驗樣本，通過蠕變疲勞試驗研究了GH720Li高溫合金渦輪盤在不同保持時間下的微觀組織及蠕變疲勞行為。
軸疲勞試驗
航空發動機的軸類零件主要起到支撐與傳遞動力的作用，其篦齒、花鍵等應力集中部位易發生疲勞失效。航空發動機軸類零件疲勞試驗是通過模擬發動機中的真實支撐狀態，并施加相應的循環載荷來實現對軸類零件的考核。
在服役過程中，軸類零件的受載情況復雜，主要承受扭矩、軸向力、彎矩、振動扭矩、陀螺力矩、轉子慣性力等載荷作用。其中，扭矩和軸向力為低循環載荷；振動扭矩、陀螺力矩和慣性力為高循環載荷。在試驗器加載過程中，扭矩、振動扭矩載荷通過套齒及花鍵等部位傳到軸上；軸向力、彎矩和陀螺力矩載荷通過聯軸器和支撐位置傳到軸上。
在軸類零件環境載荷模擬方面，我國的軸類零件疲勞試驗器功能較為全面，能同時施加扭矩、軸向力、振動扭矩和彎矩等載荷，可以較好地模擬軸類零件的實際邊界條件。
成都發動機公司研制的主軸立式綜合加載試驗器（如圖15所示）是我國航空發動機軸試驗中應用最為廣泛的試驗器，該試驗器可對發動機主軸同時施加軸向力、扭矩、彎矩、振動扭矩等載荷，較好地實現了雙轉子發動機渦輪軸的載荷模擬和邊界條件模擬（如雙轉子發動機渦輪軸多支承的全模擬、渦輪軸與渦輪盤聯結處的全模擬），可用于確定渦輪和渦槳發動機主軸壽命，也可對同類主軸進行強度極限、屈服強度和剛度的驗證試驗。
圖15 主軸立式綜合加載試驗器
靳煥章等應用立式綜合加載試驗器完成了14根某型發動機渦輪軸的疲勞試驗，據此提出了一套主軸疲勞壽命預測方法。劉敦惠應用立式綜合加載試驗器完成了某全尺寸高、低壓渦輪軸的疲勞試驗，獲得了標準循環載荷譜作用下渦輪軸的失效斷面及其安全標準循環壽命，研究了振動扭矩和彎矩對失效位置和疲勞壽命的影響。紀永雙等應用立式綜合加載試驗器對七根改型主軸進行了一系列疲勞試驗，包括標準循環載荷的目標壽命試驗、大振扭載荷的專項試驗和加大載荷的破壞試驗，為航空發動機主軸的定壽和延壽工作提供了參考。
國內其它單位也在發動機軸類零件試驗器研制方面取得了一定的進展。成都四二零廠研制了一種可以同時施加軸向力、彎矩、扭矩和振動扭矩的全尺寸軸疲勞試驗器，完成了五根低壓軸和五根高壓軸的全尺寸疲勞壽命考核試驗，確定了渦輪軸在標準循環載荷下的安全使用壽命。電子科技大學設計了一種五通道協調加載渦輪軸疲勞試驗機，可以同時模擬扭矩、振動扭矩、慣性力、陀螺力矩和氣動軸向力的綜合作用。陜西理工學院研制了一種基于電液伺服系統的渦輪軸疲勞試驗臺，通過電液伺服閥有效地實現了扭矩載荷與彎矩載荷的同步加載過程，利用計算機測控系統實現了測試過程中多種循環加載方式以及載荷大小的控制調整。
對于軸類零件的高低周復合疲勞試驗的多載荷模擬技術研究，中國飛機強度研究所設計了能夠同時施加軸向力、主扭矩、振動扭矩和旋轉彎矩載荷的大涵道比渦扇發動機風扇軸試驗器，完成了四種載荷聯合作用下風扇軸試件的高低周復合疲勞試驗。空軍第一研究所使用渦輪軸綜合加載疲勞試驗器對渦輪軸進行了扭矩、軸向力和彎矩三種載荷聯合作用下的高低周復合疲勞試驗。
湖南動力機械研究所研制了能同時施加軸向力、扭矩、橫向力和彎矩載荷的發動機槳軸試驗器（如圖16所示），完成了某發動機槳軸的高低周復合疲勞試驗，提出了基于最差件等壽命曲線的槳軸高低周復合疲勞壽命分析方法。
圖16 發動機槳軸試驗器
2.疲勞試驗新技術研究進展
隨著現代航空發動機飛行任務和環境條件日益苛刻，傳統的疲勞試驗方法已經無法完全滿足現代航空發動機疲勞壽命與可靠性的研究需求。近年來，一些新興技術逐漸在疲勞試驗領域中嶄露頭角。深入開展新技術與航空發動機關重件疲勞壽命研究的融合，將為提升航空發動機關重件疲勞試驗的功能、效率和精度提供新的技術途徑。
非接觸式狀態測試技術
疲勞損傷是疲勞分析中的關鍵參量，對機械結構的安全性和可靠性起著至關重要的作用。疲勞損傷通常可以通過試件在疲勞過程中的剛度、共振頻率、塑性應變、裂紋長度等參量進行表征。在很多情況下，疲勞損傷被定義為一個或多個參量的函數，用于定量評估累積損傷及剩余使用壽命。
隨著疲勞試驗需求的不斷增加，疲勞損傷的監測和分析逐漸向微觀、局部和高精度方向發展。雖然傳統的接觸式測試技術已經歷了長時間的發展與優化，但仍存在固有局限，如干涉問題、靈敏度問題和精度問題等。
隨著現代測試技術的發展，非接觸式測試技術逐漸嶄露頭角，為工程試驗提供了更為高效、準確且靈活的測試手段。非接觸式狀態測試技術是指在不直接接觸被測對象的情況下，通過利用各種物理信號（如光、熱、聲、磁等）和先進的傳感與數據處理技術，實現對目標狀態進行實時監測、分析和評估的測試方法。
相較于傳統的接觸式測試技術，非接觸式狀態測試技術具有避免因接觸對被測對象產生損害和干擾、環境適應性強和獲取數據豐富等優勢。通過非接觸式狀態測試技術獲取的精確且豐富的數據能夠揭示更多的隱藏信息，從而為航空發動機關重件的設計、優化與維護提供更為深入的參考和支持。
近年來，數字圖像相關技術、紅外測試技術、聲發射技術和原位測試技術等非接觸式狀態測試技術被逐漸應用于疲勞試驗測試中，這些技術不僅為疲勞損傷機理研究提供了新的視角，還為實際應用中的損傷監測和評估提供了前所未有的效率和精度。
1.數字圖像相關技術
數字圖像相關技術（DIC技術）是近年來發展起來的一種用于測量全域變形和應變的非干涉、非接觸式精密光測力學技術，通過計算變形前后被測試件散斑表面數字圖像中的灰度信息來跟蹤圖像中各點的位置變化，獲得被測物體表面的位移場和應變場，可以用于表征結構的疲勞損傷過程。
目前DIC技術在疲勞試驗中的應用多集中于疲勞裂紋擴展試驗，在試驗件的變形測試中展現出了較好的效果。王儒文等應用DIC技術測試不銹鋼CT試樣典型測量點的相對位移（如圖17所示），獲得了張開載荷隨裂紋長度及應力強度因子的變化關系。
圖17 DIC非接觸光學測量系統
司剛強等將通過DIC技術測試的像素點應變值標準差作為反映試件表面變形不均勻程度的指標，應用通過聲發射技術檢測的試件內部缺陷描述疲勞損傷過程，實現了對TC4合金材料疲勞狀態的動態監測與損傷演化過程的有效表征。單曉鋒等搭建了諧振疲勞短裂紋顯微圖像采集系統（如圖18所示），有效地獲取了短裂紋微米級變形場演化數據。
圖18 諧振疲勞短裂紋顯微圖像采集系統
相比于傳統的應變片測量技術，DIC技術可以覆蓋更大的測量面積，使其在大面積結構部件的變形測試中展現出了獨特的優勢。近年來，DIC技術已經在飛機旋翼（如圖19所示）、風力發電葉片（如圖20所示）、航空發動機葉片、飛機機身（如圖21所示）、汽車底盤和橋梁等結構部件的變形和振動響應測試中取得了顯著的應用效果，為結構部件的測試研究提供了有力的技術支撐。由于疲勞是一個高度復雜的應變誘發過程，DIC技術將是未來航機關重件疲勞試驗研究的重要工具。
圖19 飛機旋翼DIC測試
圖20 風電葉片DIC測試
圖21 飛機機身DIC測試
2.紅外測試技術
紅外測試技術是一種通過捕捉物體發出的紅外輻射來測量其表面溫度的非接觸式測溫技術，具有測試效率高、無接觸和無損傷的優點。疲勞過程中產生的能量耗散會導致材料表面發生非均勻溫度場變化。紅外測試技術能夠實時監測試件表面溫度場的變化，為疲勞過程研究提供了新的方法和思路。
疲勞過程中，絕大部分累積的塑性功以熱量的形式釋放出來，熱量通過對流、輻射的方式和外界發生交換，同時由于熱傳導的作用，在材料的內部形成溫度場。由熱耗散引起的溫度場的變化是材料形變過程中能量耗散的標志和度量，因此對溫度進行精確測量是研究疲勞過程能量耗散現象的試驗基礎。
一些學者基于紅外測試技術和能量耗散理論，研究材料和結構在疲勞損傷演化過程中的表面溫度信號、應力狀態和固有耗散等損傷參量的變化規律，實現了對材料和結構疲勞性能參數的快速預測和應力狀態評估。夏哲等采用紅外高溫儀對LY12CZ合金試樣在疲勞試驗中的溫度場進行了測量，據此研究了該材料疲勞試驗的熱耗散性能。樊俊鈴等將固有耗散量和溫度信號的變化量作為疲勞損傷參量，建立了疲勞損傷演化狀態評估及疲勞極限快速預測方法，為評估熱處理工藝對材料疲勞性能的影響提供了新的思路。
研究表明，疲勞裂紋萌生和擴展行為會導致試樣表面熱量非均勻分布。基于此現象，Dominik等將紅外熱成像技術應用于鋁合金材料的超聲疲勞試驗中，探究了鋁合金材料的溫度與裂紋擴展路徑/速率的關系。Szymanik等對鋼結構的裂紋擴展過程進行監測，取得了較好的效果。
近年來，一些學者將紅外測試技術應用于航空發動機關重件的疲勞試驗中，避免了應用傳統熱電偶測溫技術在測試航空發動機關重件溫度時存在的檢測效率低、直觀性差、環境適應性差等問題，取得了較好的測試效果。
Furuya等將紅外測試技術應用于渦輪葉片的高溫疲勞試驗（如圖22所示），有效地獲取了渦輪葉片的瞬態溫度場。蘇清風等開展了超聲紅外熱像技術原理及試驗研究，搭建了超聲紅外熱像檢測試驗平臺，實現了對航空發動機葉片裂紋的有效檢測。
圖22 高溫超聲疲勞試驗系統
3.聲發射技術
聲發射又稱應力波發射，是指材料或物體因內部應力超過屈服極限而進入不可逆的塑性變形階段或有裂紋形成和擴展、斷裂時快速釋放出應變能而產生瞬態應力波的現象。聲發射技術是用儀器檢測、記錄、分析聲發射信號并利用聲發射信號推斷聲發射源的技術，可以有效地檢測材料內部的微觀變化過程。當物體內部出現各種不穩定因素，例如裂紋擴展和斷裂時，物體本身會發出聲波，聲發射技術正是基于這一原理，利用換能器直接接收來自被檢物體內部聲源發出的超聲波以判斷物體的狀態。
目前聲發射技術在疲勞試驗中的應用多集中于飛機整機及其關鍵部件的試驗。在試驗全過程實施無損監測，發現早期裂紋，通過早期預防性維修或者耐久性修理恢復試驗飛機的結構完整性，為延長飛機壽命提供科學決策，同時也為飛機（機群）疲勞定壽、確定修理周期、修理方式和未來飛機疲勞細節設計改進提供依據。
耿榮生等首次提出了一種基于聲發射監測的裂紋綜合無損檢測技術，成功監測和預報了兩種三代機機群的關鍵裂紋，在三代機機群的定壽、延壽試驗中起到了重要保障和技術支撐作用。崔建國等提出了一種基于聲發射技術的飛機水平尾翼裂紋監測方法，可以準確地識別并診斷出飛機水平尾翼的疲勞裂紋。
一些學者將聲發射技術用于航空發動機關重件的裂紋檢測，楊國安等提出了一種基于聲發射技術的葉片裂紋源定位方法，結合VMD相對熵算法和AIC算法實現了葉片故障源區域定位。張瑞琪等應用聲發射技術捕捉了壓氣機葉片的疲勞損傷信號，提出了基于聲發射技術的葉片疲勞裂紋擴展壽命預測方法。
目前，聲發射技術在航空發動機關重件疲勞試驗領域的應用較少，需要繼續發展聲發射技術在航空發動機關重件疲勞試驗中的研究及應用。
4.原位測試技術
傳統的疲勞測試技術已經較為成熟，能夠基本滿足材料強度和疲勞性能等宏觀力學性能測試的需求，但其測試原理一般為離位測試，僅能對試件表面及破壞后的斷口疲勞行為進行觀測，不能對試件在測試過程中的微觀組織形貌進行實時動態觀測，因此無法獲得材料微觀組織變化機理與宏觀力學性能之間的關聯，限制了材料強度及性能研究的進展。
原位測試技術通常指在一個系統、組件或材料的實際工作環境中進行的測試，在強度試驗中多指在試驗過程中進行的試件表面微觀形貌和內部結構狀態的動態測試。隨著現代測試技術和計算機分析技術的不斷發展，具有原位測試技術的試驗裝置不僅能獲得各類材料的力學性能參數，還可以借助數字圖像技術、電子顯微鏡成像技術、紅外成像技術等手段，實現從試件表層形貌到其內部結構缺陷等多方面動態監測與分析。
目前國內對于原位測試技術在疲勞試驗方面的應用多集中于材料級疲勞試驗，并自主研發了多種原位測試裝置。近年來，吉林大學在應用原位測試技術測試材料疲勞性能的方面展開了一系列研究，設計了多種用于材料疲勞試驗的原位測試裝置（如圖23、24所示），能夠對拉伸、壓縮、扭轉、彎曲載荷單一作用及復合作用情況下的試驗件進行原位測試，為研究材料在多載荷加載和多物理場耦合加載條件下的微觀組織形貌、力學性能演變和宏觀力學之間的聯系提供了有效的手段。
圖23 復雜載荷加載力學性能原位測試裝置
圖24 Inconel718鎳基合金原位拉伸試驗
同步輻射光具有亮度高、準直性好、光譜連續、分辨率高等一系列優異特性，能夠在亞微米空間和皮秒時間尺度上準確捕捉裂紋的內部缺陷，比工業CT的試驗水平高出幾個數量級。基于同步輻射光的原位測試裝置是目前唯一可穿透大塊金屬材料開展疲勞損傷演變原位研究的大科學裝置。
基于同步輻射光源技術，西南交通大學牽引動力國家重點實驗室的吳圣川團隊開創性地搭建了集材料力學和疲勞性能研究為一體的功能集成型原位疲勞試驗系統（如圖25所示），該系統可以根據用戶不同需求開展原位拉伸、原位低周疲勞、原位高周疲勞及原位超高周疲勞實驗。針對高溫下材料內部疲勞損傷的原位表征與測量問題，該團隊基于先進光源平臺開展了系統的原位加載裝置研發工作，率先研制出含溫控單元的原位拉伸和疲勞材料試驗系統，并在國內首次對激光增材制造鋁合金開展了高應力比加載條件下內部缺陷導致的高溫低周疲勞響應研究。
圖25 基于同步輻射三維成像的功能集成型原位加載試驗機
目前國外對于原位測試技術在疲勞試驗方面的應用多集中于監測試驗過程中的裂紋擴展過程。Payam等研制了一種三點彎曲原位疲勞試驗臺，通過掃描電鏡和原子力顯微鏡對疲勞裂紋的萌生及擴展過程進行監測，可用于驗證晶體塑性模型和預測材料的多軸疲勞行為。Boztepe等提出了一種基于原位測試技術的損傷檢測方法，通過聲發射技術實時監測疲勞裂紋擴展行為，應用邊緣復制、超聲掃描和X射線技術輔助識別損傷模式、大小及位置。Messager等開發了新型原位同步加速器UFT系統（如圖26所示），能夠自動實時監測小裂紋的萌生過程，并對其過程進行三維重構。
圖26 原位同步加速器UFT系統
數字孿生技術
隨著信息技術水平的提高和數據處理能力的飛躍，將各種物理實體數字化已是大勢所趨，這一趨勢催生出的代表技術之一就是數字孿生（Digital Twin）。通俗來講，數字孿生是以數字化的形式對某一物理實體在全生命周期內的行為進行的動態呈現。
數字孿生概念的產生和發展在過去很長一段時間都集中在航空航天領域，特別是利用數字孿生技術對飛行器進行故障/壽命預測和健康管理。2010年美國國家航空航天局在太空技術路線圖中首次引入數字孿生概念，并采用數字孿生實現飛行系統的全面診斷和預測功能，具有里程碑意義。
NASA和美國空軍聯合提出面向未來飛行器的數字孿生范例，并將數字孿生定義為一個集成了多物理場、多尺度、概率性的仿真過程，基于飛行器的物理模型和實時更新技術，實現了飛行器健康狀態、剩余使用壽命以及任務可達性的預測。
2011年美國空軍研究實驗室將數字孿生技術用于飛機結構壽命預測的概念模型，結合歷史飛行監測數據進行虛擬飛行，以確保其適航性和安全性，增加飛機可用性。
數字孿生技術更加強調分析模型應具有自我學習和進化的能力，使其可以更真實地反映結構物理實體損傷狀態的演化過程，這也是數字孿生技術在健康管理領域應用的一大特點。
目前，國外數字孿生技術已經廣泛應用于機械裝備的全壽命周期健康管理中，為保證機械裝備的長時間、高效、安全運行提供了有力的技術支撐。Allemang和Zuchowski開發了基于飛機機體數字孿生體的虛擬仿真技術。Daniel等建立了一種增材制造渦輪葉片的數字孿生分析模型，通過實時應變測試對葉片數字孿生模型進行動態更新，結合數值模擬方式有效預測了葉片的剩余使用壽命。
一些學者將不確定性因素引入數字孿生模型，Karve等提出了一種不確定條件下容損任務規劃的數字孿生方法，將損傷診斷、損傷預測和任務優化融入到數字孿生模型中，以預測單個或多個疲勞載荷所導致的結構疲勞裂紋擴展過程，從而對結構部件的服役任務及維修策略進行指導和優化。
相比于國外，國內數字孿生技術起步略晚。工信部《數字孿生白皮書》認為，數字孿生及其相關技術的發展以2017年為分界點。在此之前，數字孿生處于萌芽積累階段，在此之后，國內學者開始活躍在數字孿生相關研究中，除了進一步探討數字孿生概念外，還嘗試建立各領域公認的數字孿生定義以及各學科統一的數字孿生模型，學術界、工業界和疲勞分析領域開始了廣泛的數字孿生應用研究。
目前，國內對于疲勞試驗的數字孿生技術研究工作多圍繞于基于傳感器數據的數字孿生模型修正與基于數字孿生模型的疲勞壽命預測。張顯程等提出了一種基于數字孿生的高溫承壓氫混原位蠕變疲勞試驗系統，將傳感器和數據采集系統與數字孿生平臺連接，通過數字孿生平臺實時監測試驗環境、映射試驗狀態、控制系統安全運維，實現了高溫氫混環境下材料原位蠕變疲勞性能測試。宋學官等提出了一種基于結構應力法的焊縫疲勞數字孿生框架，為焊縫結構的疲勞實時監測研究提供了指導。目前國內關于數字孿生技術的研究大多停留在理論層面，相比于國外數字孿生技術在飛機產品的應用深度及廣度都還存在一定差距。
綜上，數字孿生所描繪的美好前景與其在機械領域的現實技術水平間還存在著巨大的鴻溝，特別是在復雜機械結構疲勞問題分析中的應用仍然存在較大的問題和挑戰，如疲勞損傷表征參量選取、孿生模型實時校正、模型不確定性量化等，需要進一步系統深入的研究。基于數字孿生技術的疲勞壽命預測是未來疲勞壽命研究中的一個重要課題，將引起航空發動機健康管理領域的革命性進步。
小樣本試驗數據統計分析技術
由于航空發動機關重件的制造成本高、試驗時間長，在航空發動機研發和服役過程中難以進行大樣本量的航空發動機關重件的疲勞壽命試驗。基于小樣本壽命數據的統計分析技術或方法能夠有效地減少關重件的試驗費用和試驗時間，縮短航空發動機的研制周期。
1.參數估計方法
參數估計是可靠性工程中的一項重要技術，其目標是根據樣本數據，使用統計方法對總體分布的參數進行估計。參數估計的精度直接關系到航空發動機關重件的壽命和可靠度等關鍵指標的精度，對于航空發動機的設計、生產和維護具有重要意義。特別是在面對小樣本的情況時，如何準確地估計分布參數成為了可靠性領域中的一個重要難題。
威布爾分布是描述機械零部件疲勞壽命最合理的分布，由于三參數威布爾模型較兩參數威布爾分布模型更能反映實際情況，可靠性研究中大量的試驗數據采用三參數威布爾分布進行建模分析。應用三參數威布爾分布能更準確地描述結構疲勞壽命，在機械零部件疲勞、磨損壽命評價中具有廣泛的應用。研究表明，三參數威布爾分布可以更好地描述軸承和齒輪的疲勞壽命分布。然而，如何準確地估計三參數威布爾分布參數，特別是在樣本量不大的情況下，是一項具有挑戰性的任務。
國內外學者對威布爾分布的參數估計方法進行了大量的研究，提出了一些參數估計的方法。目前較為常見的參數估計方法有極大似然法、最小二乘法、統計量方法和貝葉斯方法等。一些學者對常用的威布爾分布參數估計方法進行了系統地分析和比較，闡明了由不同方法估計的參數之間存在的顯著差異。極大似然法和最小二乘法是參數估計中最常用的方法，一些學者基于這兩種方法開發了多種參數估計方法。然而，這些方法在解決非線性、非正則問題時，其估計結果的準確性和穩健性仍有待提高，尤其是在樣本量不足夠大的情況下。
隨著現代計算機科學的快速興起，人工智能方法得以迅速發展。人工智能方法的非線性建模能力和優化機制使其能夠根據少量樣本提取數據間的復雜非線性關系，在傳統方法難以處理的小樣本場景中具有獨特優勢。近年來，一些學者將人工智能方法應用于概率分布參數估計問題中，并取得了良好的應用效果。
2.P-S-N曲線擬合方法
P-S-N曲線，即存活率-應力-壽命曲線，在疲勞可靠性領域中扮演著重要的角色。它描述了材料或結構在一定應力水平下的疲勞壽命與可靠性之間的關系，是評估材料或結構在實際工作條件下的疲勞性能的基礎。
長期以來，P-S-N曲線擬合方法一直得到統計學者和疲勞研究者的關注。由于疲勞試驗耗時長、成本高，一般情況下很少能得到滿足傳統統計方法要求的大樣本數據。Bayes統計方法是較為常用的小樣本P-S-N曲線擬合方法，一些學者研究了Bayes方法在小子樣疲勞壽命估計中的應用，提出了在對數正態分布條件下的疲勞壽命曲線線性回歸分析技術。
但在樣本量很小時，如何合理地確定先驗分布仍然是一個難題。一些學者致力于通過改進大樣本統計方法，使之盡可能適用于小樣本問題。此外，還有研究者提出了基于Bootstrap抽樣估計P-S-N曲線的小樣本方法，以及建立在經典極大似然法Langer模型基礎上的三參數P-S-N曲線擬合方法。還有學者應用經典的疲勞理論和數理統計原理，提出了快速或簡化的試驗方案。金屬材料疲勞試驗數據統計方案與分析方法國家標準也推薦了可用于處理小樣本試驗數據的方法。
綜上所述，雖然目前P-S-N曲線擬合方法研究已經取得了一些成果，但這些分析方法都有其應用局限性。Bayes統計方法需要合理設定先驗分布，這在實際應用中可能存在一定挑戰；加權最小二乘法在處理復雜問題時需要更多的調參和優化；Bootstrap抽樣方法在計算復雜度和穩定性方面仍有提升空間。由于數學計算繁瑣或及穩定性差等原因，目前還沒有能很好滿足工程應用的方法。
在給定應力條件下，產品壽命完全是由其性能決定的。基于此原則，謝里陽等提出了一種基于“壽命概率分位點一致性原理”的樣本聚集方法。對于性能處于其母體性能分布某一分位點的樣品，在任何應力水平下的壽命都將處于對應于該應力水平的壽命母體分布的同一概率分位點上，即試驗樣品個體壽命在其母體壽命概率分布中的“概率分位點”不受應力水平的影響。據此，可以把不同應力水平下的壽命試驗數據轉換到某一個指定的應力水平上，在該應力水平上形成樣本聚集和信息融合效應，形成“等效大樣本”數據，進而可以提高壽命概率分布參數估計精度。根據此原理，可以設計出基于小樣本試驗數據的P-S-N曲線試驗方案，用較少的樣品試驗數據做出精度較高的P-S-N曲線。樣本聚集方法實現了不同應力水平上壽命分布信息的共享，有效提高了數據信息利用率，已經在工程中得到了廣泛推廣和應用。
3.總結與展望
目前航空發動機關重件疲勞試驗技術尚處于發展階段，仍有很多環節亟待進一步完善。通過梳理當前航機關重件疲勞試驗技術和疲勞試驗新技術的研究進展，筆者認為以下幾個方面將是未來航空發動機關重件疲勞試驗技術的重要發展方向：
1.高精度高效率的疲勞損傷測試技術
隨著現代測試技術的不斷進步，未來的航機關重件疲勞損傷測試技術將向更為精確、高效的方向發展。多種測試技術的綜合應用將進一步提高測試技術的監測能力和應用范圍，為新的航空材料及結構的疲勞機理研究提供更有力的支撐。如何將非接觸式測試技術應用于航機關重件的疲勞試驗中將是未來航機疲勞領域重點關注與研究的方向。
2.數據驅動的部件級原位試驗技術
部件級疲勞試驗能夠反映材料級疲勞試驗無法體現的結構表面狀態、局部幾何狀態、尺寸效應等因素，可以實現更為準確的疲勞試驗評估。基于原位測試技術的部件級疲勞試驗技術研究將是未來航機關重件疲勞試驗研究的重點。在獲得更為全面的特征及性能信息的同時，原位測試過程中也會產生海量且復雜的數據，依靠傳統的數據分析手段難以挖掘出材料特征與疲勞性能的深層聯系，無法滿足航機關重件的高精度疲勞壽命分析需求。因此，以大數據為基礎，機器學習為核心的數據驅動方法是推動航機關重件原位疲勞試驗研究進程的重要手段。
3.數字孿生賦能的虛擬疲勞試驗技術
目前基于數字孿生技術的疲勞壽命預測研究已經取得了一些成果，保障了一定時期的研究工作需要，但還遠不能滿足當前航空發動機健康管理領域的發展需求。仿真分析技術是數字孿生技術的關鍵環節，精確、高效的仿真分析模型是實現數字孿生體對物理實體精確映射的關鍵。因此，建立高精度的數字仿真分析模型，特別是多載荷、多物理場混合仿真模型，以及高效率的仿真求解方法，是未來航機關重件虛擬疲勞試驗技術研究的重點。另外，受限于疲勞測試數據特點，現有的數字孿生模型多以受載測試數據作為模型更新數據，鮮有以損傷表征數據作為反饋數據的研究，在模型個性化表征方面的研究深度仍有待進一步提升。
4.智能穩健的小樣本試驗數據統計分析技術
由于試驗條件及成本限制，航機關重件的試驗數據多為小樣本數據，現有的試驗數據統計分析方法在小樣本場合下面臨著精度低和適用性不足的問題。因此，應進一步發展基于小樣本試驗的試驗方案和數據統計分析方法，開發更為穩健的小樣本數據統計分析技術。此外，未來的試驗數據統計分析技術應朝著智能化的方向發展，例如開發智能算法，減少用戶的參數設定和調整；融合深度學習技術，挖掘數據潛在規律，有效地處理非線性問題和樣本不確定性等問題。
作者：陳鑒朋，朱文慧，謝里陽，趙丙峰，楊小玉，許星元
來源：航空動力學報
轉自：藍色碳能
來源：Internet
