发动机高循环疲劳的改进及效果--转贴

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　　高周疲劳(HCF)亦称高循环疲劳，它是由各种气动机械源诱导的振动应力引起的，其频率在每秒几千个循环以上。HCF在飞机燃气涡轮发动机上是一个普遍的现象，在历史上它已经导致发动机重要部件(风扇、压气机和涡轮)的过早故障，在某些情况下导致发动机和飞机的损失。
　　据统计，美国在1982~1996年间高周疲劳占A等发动机有关故障的56%。HCF对安全性、适用性和准备状态有重要的负面影响，而且同时还增加维修成本。在1994财年，为进行风险管理检查，HCF消耗了850000个维修工时。HCF引起的维修成本支出估计为每年超过4亿美元。
　　美国的HCF科学和技术计划在1994年12月正式开始，其具体目的是帮助消除飞机涡轮发动机故障的重要来源--HCF。从一开始，该计划就由空军牵头的指导委员会管理，该委员会由空军、海军、陆军和NASA以及附属的工业咨询委员会和行政独立评审组(EIRT)组成。计划的技术规划组、科学和技术行动组、试验和评估组和向发动机结构完整性计划(ENSIP)转移的工作组紧密合作，集中力量高效地发展关键的涡轮发动机HCF技术并实行成果转移。2000年秋，成立了一个并行的指导委员会来监督与英国共同感兴趣的HCF有关数据分享和技术发展工作。这项行动是在对美国和英国的HCF计划进行广泛的联合评审并对潜在的技术合作领域和向先进涡轮发动机技术转移的关键问题进行评估以后采取的。目前的HCF组的组织结构示于图1。
　　HCF 计划的目标是大大改善飞行安全性和准备状态并降低成本。具体目标如下：降低HCF有关的不可恢复空中停车50%;基本消除HCF有关的A等事故;基本消除HCF有关的预防性停飞;以及降低总的发动机维修成本15% 以上。
　　HCF科学和技术计划还支持综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划，其目标之一是降低发动机维修成本。这项计划将通过技术行动组的工作实现将HCF有关维修成本降低50%的目标。此外，该计划可有助于降低HCF有关的实际研制成本50%以上。当与试验和鉴定计划和未来的状态监视途径相结合时，HCF科学和技术计划将能保证生产出损伤容限高得多的高性能发动机。
　　HCF科学和技术计划的具体部件目标列于表1。
　　表1 HCF科学和技术计划的部件目标
　　风扇 压气机 涡轮
　　交变应力预估精度 20% 25% 25%
　　阻尼谐振应力 60% 20% 25%
　　降低受损伤部件的不确定性 50% 50% 50%
　　提高前缘损伤容限 15倍(裂纹长度0.127~1.905mm) ---- ----
　　HCF科学和技术计划的技术工作分为下列7个行动组：
　　(1) 部件表面处理;　　(2) 材料损伤容限研究;　　(3) 测试;　　(4) 部件分析;　　 (5) 强迫响应预估;　　(6) 被动阻尼;　　(7) 发动机验证(1999年增加)。
　　除了HCF科学和技术计划及其行动组外，还有一项试验和鉴定计划(研究试验方法和设备)和一项成果转移计划(研究指导文件)，它们与所有的行动组相互支持。　　 对包括成果转移原则、计划成本和计划经费在内的行动组的技术工作和进度不断进行[进行评估和仔细的评审，以保证这项复杂的高优先权的计划得到有效的管理。
　　在最近几年中，在HCF科学和技术计划下发展的技术已经帮助解决了若干困难的外场发动机问题。结果，现在的重大发动机事故少得多了。在HCF计划方面已经取得了良好的进展。这个曾经是神秘兮兮的题目被运作到能够大大降低成本并对美国空军战斗部队的作战、维修和战备状态产生积极影响的程度，这还是第一次。然而，它仍是一项非常困难的技术挑战，还涉及多项技术发展和转移的风险。今后，HCF计划将继续作为一项优先权很高的国家计划，实现其总的技术目标，将基本上消除与其有关的发动机问题，并大大提高飞机准备备状态和可用性。
　　1999年秋，HCF国家行动组完成一项项目复审研究，确定了为降低技术风险所需的工作。这些风险包括当前计划的不足和新的要求。HCF的工业咨询组和一个专门的委员会已经对修订的规划作了全面的评审和批准。经修订的HCF计划延长到2006年，重点增加了向先进作战发动机的技术转移和和对无人机和小发动机的注意。为了加强英国的参与和合作技术发展，当前的计划应进一步加强对高优先权合作推进系统发展工作的技术转移的支持。
　　计划的重点仍继续放在用HCF计划发展的技术来修订ENSIP计划的材料、试验和分析章节中与HCF有关的部分。
　　今后，HCF科学和技术计划将继续作为一项优先权很高的国家的和目前是国际性的工作。满足计划的技术目标可以基本消除发动机HCF有关的飞机事故并大大提高飞机系统的准备状态。
　　HCF计划是一项规模巨大的合作计划，总投资近1.34亿美元。其中，IHPTET计划和空军科学研究办公室各出三分之一，工业部门出四分之一，其余的由NASA和制造技术计划出。HCF计划已经取得一些重要要成果，下面举两个例子。
　　(1) 叶片阻尼程序(BDAMPER) 它是一个叶片强迫响应预估程序，当用于F100发动机第3级风扇叶片重新设计时，使F100机队的非计划维修工时从1996年的800000个减少到1998年的200000个，到2000年下降到100000个。
　　(2)激光冲击硬化(LSP) F101和F110发动机发生过几次风扇叶片故障，迫使F101每飞25h和F110每天第一次飞行前要作一次能够发现0.127mm裂纹的精细检查。LSP解决了这个问题。LSP用激光产生一道局部能量波传入叶片材料。在叶片深处产生压缩应力，它阻止裂纹的起始和扩展。LSP产生的压缩应力深度是常规钢丸冲击硬化的4倍。现在，用目视检查取代精细检查。LSP已陆续用于F101、F110和F414发动机的生产。到2002年，已经节省了5900万美元。预计，对美国空军机队的寿命期内可节省10亿美元。
　　[ 本帖最后由 szdlliuzm 于 2007-2-16 11:54 编辑 ]

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　　下面将分各个技术行动组介绍其研究内容、目标和进展。
　　 1部件表面处理
　　部件表面处理行动组负责促进各项HCF表面处理工作之间的合作，其目标是提高前缘损伤容限15倍(裂纹长度0.127~1.905mm)。表面处理行动组提供在从事LSP和有关技术的参与者之间的协调和联系。组织了年度专题技术讨论会并将讨论会的摘要分发给相应的个人和组织。主席、副主席和选出的表面处理行动组成员估计每个季度评审开一次会，评审技术活动，提出LSP计划的具体目标，并与技术规划组和工业咨询组协调。行动组的成员来自政府部门、工业界和大学，他们积极参与适用发动机HCF的表面处理技术工作。
　　 部件表面处理行动组已经实现下列目标：
　　（1） 验证了有损伤涡轮发动机风扇叶片的激光冲击硬化具有与无损伤、未硬化的叶片同样的高周疲劳强度或更好；
　　（2） 完成的试验表明，激光硬化工艺具有阻止在涡轮发动机风扇叶片中裂纹起始和裂纹扩展的能力；
　　（3） 验证了一个采用现有设备和设施的完整的LSP系统（激光器、设施和工艺）。激光硬化技术已成功地转移到F101和F110发动机上。结果，使这些发动机的抗外物损伤能力提高15倍，检查工时大大减少，飞行安全性有所提高。
　　由于迄今取得的出色进展，发动机承包商现在正在采用LSP。通过改进制造设备和工艺，预期可进一步降低成本，这已成为本行动组的工作重点。发动机制造商目前正在设法在风扇和压气机整体叶盘上使用LSP。
　　本行动组和本节所述所有工作的最终目的是发展和实现生产型LSP的能力，这种能力能满足美国军方和制造商对疲劳关键件的经济承受性目标。
　　 2 材料损伤容限
　　 材料损伤容限研究行动组（简称材料行动组）负责促进各项HCF材料损伤容限研究工作之间的合作，其目标是降低受损伤材料能力的不确定性50%。材料行动组为在HCF寿命预估、损伤成核和扩展建模、断裂力学方法发展、剩余疲劳能力建模和表面处理技术鉴定方面积极的参与者之间提供技术协调和通讯。
　　 材料损伤容限行动组大大加深了推进系统界对涡轮发动机HCF的理解。尤其是该行动组正在帮助发展和证实外物损伤寿命模型和接头设计方法。材料组还发展了若干独特的HCF能力，包括真实的微动磨损试验、高温微动磨损疲劳试验装置和存在高应力梯度条件下的新的寿命预估模型。今后，用于预估材料HCF特性的技术将转移到工业设计系统。
　　 3 测试
　　 测试行动组负责支持各项HCF测试工作之间的合作，与强迫响应和部件分析行动组共同的目标是使对交变应力的预估精度达到20%以内。测试行动组为从事HCF测量、传感器、数据处理和发动机状态监视技术的积极参与者之间提供技术协调和通讯。
　　在建立Gen-4 非干涉式应力测量系统（NSMS）的能力方面已经取得了许多进展。软件的发展和证实工作仍在进行中，同时，普•惠公司的专有软件已经用于XTC67/1核心机的试验。在坑穴旋转试验中已经成功地验证了NSMS，而且，在将这种测试能力扩大应用到小发动机方面也取得了进展。
　　 4 部件分析
　　 部件分析行动组负责支持各项HCF部件分析工作之间的合作，它与测试和强迫响应行动组的共同目标是使交变应力的预估精度达到20%以内。
　　 部件分析行动组继续政府/工业/大学工作组的活动，在在概率分析和设计过程方面取得了重大进展。在对叶片分析的概率方法的基本需要方面已经取得了若干重要成绩，包括随机场建模、试验大纲集成和过程框架的发展。
　　 5 强迫响应预估
　　强迫响应预估行动组负责扶持各项HCF强迫响应工作和测试和部件分析行动组之间的合作，以便将交变应力的预估精度开展在20%以内。强迫响应行动组为在HCF非定常气动力学和叶片振动响应计算方面的积极参与者之间的技术协调提供手段。
　　强迫响应行动组的主要贡献者之一是GUIde集团。GUIde组建于1991年，当时一些公司和两所大学合作研究涡轮发动机的强迫响应问题。GUIde一词代表政府、大学和工业界为了一个特定目标合作。这个集团是目前的国家HCF计划的前身。该集团由来自美国空军、NASA、海军、6家发动机公司和14所大学的成员组成。该集团一起工作，来解决在交变应力预估能力方面的不足，大学和规定的成员用政府和工业界的资金发展和证实新的计算机模型。GUIde的计算机模型不断纳入发动机制造商的设计系统。
　　 强迫响应行动组已经成功地发展了理解和预估在燃气涡轮发动机轮盘内摩擦和调谐的影响的模型.在2001年，这些模型的的更新版已经转移到工业部门使用。一种新版的BDAMOER程序正在成功地预估摩擦受限叶片的谐振响应。新版的REDUCE和SNM整体叶盘程序正由几家涡轮发动机公司使用，而且工业部门正在联合发展用于预估颤振和谐振应力的新的程序。
　　 6 被动阻尼技术
　　 被动阻尼技术行动组负责促进各项HCF被动阻尼工作之间的合作，其总的目标是使风扇和涡轮的谐振应力分别降低60%和25%。被动阻尼行动组在积极从事HCF被动阻尼技术的参与者之间提供技术协调和通讯。
　　 通过零件、部件和发动机试验以及发展非常成功的建模技术，被动阻尼技术行动组成功地评估了有巨大潜力的各种阻尼方案。工作组已经验证了在带叶片转子的轮缘上而不是在叶片表面上涂粘弹阻尼层的可行性。这样做能使叶片应力降低80%。涡轮摩擦阻尼取得了巨大成功，试验结果显示其振动降低的效果大大好于预估值。涡轮阻尼器已经被应用到发动机验证机计划上。在粒子阻尼系统方面也取得巨大的进步。在坑穴旋转试验中已经成功地验证了一种粘弹材料阻尼系统的从新设计。气膜阻尼系统也显示出大有希望。这些阻尼系统还正在发展，以便在发动机上进一步验证。今后的工作重点之一是发展成本效益好的阻尼系统制造技术。
　　 7 发动机验证
　　 发动机验证行动组负责所有HCF技术与计划的发动机验证机目标之间的协调。发动机验证负责采集必要的数据，以便为特定的HCF技术建立或修订设计准则，从而使技术可以工程化以满足用户的任务要求。该行动组将使他们的HCF技术发展到能够在验证机上试验的可接受的风险水平。最初的验证机的计划是根据原来批准的那组HCF技术制定的，而随着预算和技术的变化，计划不断修订。验证行动组的工作一直集中在涡喷/涡扇战斗机发动机方面，包括IHPTET计划的验证机和正在研制的先进发动机。对在装备清单里的F110-129、F100-229和其他发动机的计划正在制定中。
　　 HCF计划已经并将继续通过将HCF技术放在IHPTET计划的核心机和验证机上的验证试验来证实HCF相关技术。这些试验所提供的相关条件是将技术转移到实用系统上去的关键。HCF技术，如果它们是能够预估试验或实际使用结果的分析方法，或它们是在硬件（像阻尼器或表面处理）上实施的实际概念，那么在它们在发动机上成功验证后就基本上得到证实。剩下的问题是如何验证在振动条件下的耐久性和如何为从这些验证机所具有的有限试验资源和试验时间得到的试验数据提供统计意义。这些问题最终将通过发动机验证和其他证实方法相结合的办法来解决。
　　 8 试验和鉴定
　　 HCF问题已经导致发动机的事故，影响到美国空军外场系统的使用和维修。试验和鉴定确保发动机已经得到充分的设计和发展，从而使得使用中HCF发生概率减到最小。其方法在试验大纲中规定。
　　 使用中的飞机发动机不得发生HCF问题，这些问题会导致故障、使用限制、未到期维修和影响军用飞机可用性的检查。试验大纲的目的是提供设计、试验和将部件集成到全尺寸发动机中有关的信息，以便使在发动机的整个飞行包线内HCF故障发生概率减到最小。

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　　 燃气涡轮发动机的故障机理有：
　　 • HCF；
　　 • LCF；
　　 • 热-机械疲劳；
　　 • 蠕变；
　　 • 超应力；
　　 • 腐蚀；
　　 • 微动磨损和磨损。
　　 部件避免这些故障机理的能力取决于部件的设计、材料性质和工作环境。部件设计的所用的材料是一定的。工作环境会变化，因而对部件的寿命有决定性的影响。所有这些因素的相互关系影响到部件寿命的消耗。影响寿命消耗的其他因素有：
　　 • 制造和材料缺陷；
　　 • 装配和维修误差；
　　 • 外物损伤；
　　 • 超限（即超转、超温）。
　　 HCF主要受发动机设计的影响。发生HCF故障的部件就是这样，因为它经受了大量（>107）弹性应力循环。一些因素会引起部件的高频载荷。这些因素一般称为激励因素，它们包括发动机内流扰动、自激振动（颤振和抖振流动分离）、流动畸变（压力或温度）和转子平衡。
　　 由于HCF引起的结构故障影响到发展（包括试验）、生产和外场使用，进而会影响成本和进度。为了使HCF发生的可能性减到最小，编制了一个HCF试验大纲，它适用于零件的设计、发展、试验和使用全过程。途径往往称为"整体性"，即考虑的是整体，而不是一个零一个的零件。重点放在在发展和使用的各个阶段产生关键信息，并将这些信息用于此过程的其他阶段。包括以分析-模型为基础的方法和试验结果的综合发展过程已经取代了设计后试验的传统过程。试验大纲包括特性测取和验证阶段。该大纲总的目的是采集关于系统的信息，以便当系统概念从设计到生产和维修逐步成熟时降低故障发生的概率。故障的概率可显示为大致随发展进程而减小，如图2所示。随着对系统知识的积累，自信区间变窄。虚线为平均故障概率，且随系统发展的进行而减小。特性测取试验大纲贯穿于概念、设计和工程/制造发展（EMD）阶段，用于减小自信区间。验证试验大纲继续减小故障概率，直到生产开始。然后，验证试验验证合格的概率。
　　 9 技术转移
　　技术转移行动组负责确定HCF计划中发展的已经成熟的那些技术、方法和准则，以便将它们转移到发动机结构完整性计划（MIL-HDBK-1783B，2001年第1和第2季度）和联合部队涡轮发动机规范指南（JSSG-2007，2003年第4季度和2004年第1季度））中。本项工作的目标是确保从各个行动组获得的知识成功地转移到设计实践中并积极运用于未来军用发动机设计工作。三个小组（分析、试验和材料）积极沟通并与其他行动组、工业界和学术界协调，以便寻找机会并提出建议。
　　 10.0 美国和英国的合作活动
　　 在2001年和2002年期间，在美国国防部和英国国防部内都进行了大量的工作来制定一项项目协议书（PA），该项目协议书在现有美国国防部和英国国防部研究和发展项目谅解备忘录（MOU）框架下将详细规定有关HCF计划的具体合作活动。协议意向的活动超出按照现有的信息交换协议（IEA）在两国之间已经进行的信息交换活动，IEA只允许交换由每个国家各自获得的信息。PA允许成本共摊和成果共享的合作活动。到2002年底，PA的文字已经取得一致，而且文件已准备好供两国签署。（最后的签署将在2003年1月30日进行）。
　　 PA的主要目的是提高发动机的可靠性，从而提高燃气涡轮推进系统用户的安全性。打算的内容如下：
　　（1） 编制军用发动机系统的设计和证实指南；
　　（2） 获得与振动有关的故障现象的共同理解和术语；
　　（3） 证实减少非预期发动机HCF故障发生的方法；
　　（4）改善部件和系统的设计，以减少HCF的可能性；
　　（5）研究抑制HCF的涂层技术；
　　（6）比较和证实现有的美国国防部和英国国防部发展的调谐规则和工具（分析和设计系统）；
　　（7）比较和证实美国国防部和英国国防部发展的被动阻尼系统；
　　（8）比较和证实美国国防部和英国国防部发展的非干涉式测量系统；
　　（9）比较和证实现有美国国防部和英国国防部发展的统计模型和概率分析方法；
　　（10）对与外物损伤、微动磨损和HCF与LCF相互干扰有关的损伤积累进行研究、建模和证实；
　　（11）比较和证实现有美国国防部和英国国防部制定的试验大纲