葉片作為航空發動機的關鍵構件，在使用過程中曾發生過多次斷裂，其中 25% 以上與高周疲勞斷裂相關，因此疲勞抗力是衡量葉片可靠性的主要指標之一［1］ 。疲勞抗力對葉片加工產生的污染、劃傷、夾雜、殘余拉應力、晶粒細化等表面狀態特征特別敏感。高性能航空發動機葉片大量采用鈦合金鍛造毛坯，并通過銑削加工方法制造［2］ 。鈦合金屬于典型難加工材料，切削抗力大、切削溫度高，極易造成被加工表面形貌缺陷和表層組織損傷，破壞葉片構件表面的完整性，從而嚴重影響葉片疲勞性能 ［3］ 。

疲勞是一個非常復雜的過程，構件疲勞失效受殘余應力、缺口應力集中效應、棱邊效應以及腐蝕環境等眾多因素的影響。研究表明，疲勞壽命與粗糙度值成反比，粗糙表面上的劃痕和凹坑直接產生裂紋，殘余壓應力會影響裂紋的萌生位置和擴展速率 ［4］ 。Novovic等［5］ 研究表明較低的表面粗糙度會產生較長的疲勞壽命，當表面粗糙度 Ｒ a 在 2． 5 ～ 5． 0 μm 時，殘余應力和微觀組織是影響工件疲勞壽命的關鍵因素;但在400 ℃高溫條件下，兩者對疲勞壽命的影響顯著度有所降低。

章剛等［6］ 指出疲勞壽命隨表面粗糙度的增大而降低，并建立了平板缺口試樣表面粗糙度與疲勞壽命之間的二次關系模型。Sun 等［7］ 指出當外部載荷超過疲勞極限時，疲勞裂紋開始萌生;當機械加工引入較大的殘余壓應力時，需要更大的外載荷使裂紋萌生，有效地提高了材料的疲勞性能［8］ 。Nie 等 ［9］ 認為，殘余壓應力可以抵消部分工作應力、防止裂紋萌生、提高裂紋萌生壽命;晶粒細化使位錯在更多的晶粒中運動、塑形變形更均勻、屈服強度增大、提高裂紋擴展閾值 ［10］ 。為了根據表面狀態特征綜合評判疲勞性能，Hultgren 等［11］ 提出了疲勞性能與表面粗糙度、殘余應力、抗拉強度和失效循環次數間的解析模型。Wu 等［12］ 分析了不同組織結構和晶粒尺寸對鈦合金 Ti6Al4V 高周疲勞壽命的影響，發現雙態組織、網籃組織、等軸組織對疲勞強度的提高依次減弱。譚靚等［13］ 分析了 7055 鋁合金銑削加工后的疲勞壽命，指出一定殘余應力和硬化程度可以將裂紋萌生位置從表面轉移到表面以下。Wu 等［14］ 研究了噴丸強化對 GH4169 高溫合金車削標準試樣疲勞壽命的影響規律，提出表面粗糙度與疲勞壽命成反比關系，殘余應力和顯微硬度是提高疲勞壽命的關鍵因素，噴丸后的拋光工序可以改善表面粗糙度，將疲勞的多源起始變為單源起始。

從上述分析可知，國內外學者在疲勞方面的研究主要集中于通過標準疲勞試樣的拉伸、旋轉彎曲疲勞試驗分析表面粗糙度、微觀組織和殘余應力變化對疲勞性能的影響規律，未考慮構件實際服役過程中的真實失效狀態。因此，針對葉片構件在實際工作時所表現出來的振動疲勞失效，弱化加工工況的影響，分析表面粗糙度、殘余應力、顯微硬度等表面狀態特征對葉片振動疲勞壽命的影響，探究具有不同表面狀態的葉片的疲勞失效模式和失效行為是現在迫切需要解決的關鍵問題。

1 、試驗過程

1． 1 葉片加工

為了完全符合整體葉盤加工時的刀具工況、走刀軌跡和讓刀，選擇整盤加工完成后再采用線切割工藝分割成單個葉片。根據銑削基礎試驗測試結果，選擇表 1 所示 5 組不同銑削參數分別完成葉片單元件加工中精銑葉型工序，每組參數加工 4 個葉片，其中一個葉片進行表面粗糙度、表面殘余應力和表面顯微硬度測試，剩余 3 個葉片做振動疲勞試驗。刀具選用株鉆BＲ5 ×3° XD16 錐度球頭刀、四齒、銑削方式為螺旋銑。葉片加工結束后，采用三坐標測量機測量葉型輪廓度范圍［－0． 03 mm，0． 05 mm］，葉型未出現輪廓超差，符合設計工藝圖紙精度要求。

1． 2 葉片模態分析

模態分析是一種結構固有屬性分析，提取的位移和應力均為無量綱結果，只反應分布趨勢。固有頻率低，在發動機工作中也容易出現激勵頻率與結構共振頻率接近，使葉片產生共振導致疲勞失效，故選用一階頻率作為葉片振動疲勞試驗時確定共振頻率的參考依據。圖 1 為葉片一階模態 619． 03 Hz 下的位移場，葉片在一階頻率下表現為彎曲振型，進氣邊葉尖處振動位移最大，由葉尖向葉根方向位移逐漸減小。圖 2 為葉片在一階頻率下葉背和葉盆的模態應力分布，在一階彎曲振型下，葉背模態應力大于葉盆，葉背最大應力區

在葉高方向位于距葉尖32． 44 ～60． 71 mm，弦長方向在距進氣邊 24． 74 ～30． 37 mm;葉盆在距葉尖 78． 6 mm，距進氣邊 29． 7 mm 的葉根圓角處。此模態結果可為振動疲勞試驗過程中最大應力區確定提供參考依據。

1． 3 葉片疲勞試驗

葉片振動疲勞試驗在 ES-10D-240 型振動試驗系統上進行，葉片通過專用夾具固定在電磁振動臺上，如圖 3 所示。根據模態分析獲得的一階頻率和位移分布結果，將掃頻范圍設定為 500 ～ 700 Hz，在距葉尖及排氣邊 5 mm 處用激光位移傳感器監測葉尖振幅。由于試驗過程中葉片的應力大小不易測量，需要把應力載荷水平轉化為葉尖振幅通過振動試驗臺施加于葉片尖端。在圖 2 所示的最大應力位置粘貼應變片，采集應變和振幅數據，標定應力與葉尖振幅之間的關系，結果如式(1)所示。

式中:x 為葉尖位移峰峰值，mm;y 為葉片的工作應力峰峰值，MPa。

2 、結果分析

2． 1 疲勞壽命建模

5 組葉片的表面粗糙度、表面顯微硬度和疲勞壽命結果，如表 2 所示。本文采用具有 50% 存活率的中值疲勞壽命 N 50 進行葉片疲勞壽命表征，中值疲勞壽命N 50 定義如式(2)所示

式中:N為對數疲勞壽命平均值;N 50 為中值疲勞壽命;n為母體數，即每組試樣數量;N i 為每組內第 i 根試樣的疲勞壽命。

對表 2 所示的表面完整性測試結果與疲勞壽命進行非線性回歸分析，建立 TC17 鈦合金表面完整性狀態特征與疲勞壽命的經驗預測模型Ⅰ，如式(3)所示。該模型擬合的 Ｒ 2 =0． 925 8，說明擬合的模型對于分析表面完整性對疲勞壽命的影響是可靠的。

式中:N f 為疲勞壽命，Ｒ a 為表面粗糙度; HV 為表面顯微硬度; σ r 為表面殘余應力的絕對值。切削過程中刀具與零件表面間的摩擦、切屑分離時表面層金屬的塑性變形以及工藝系統中的高頻振動等因素使加工表面產生間距很小的峰谷不平度，表現為粗糙度值和表面形貌特征。在研究中發現對于萌生于表面的裂紋，表面微小裂紋或者劃痕是引發疲勞的

關鍵，零件在服役過程中受工作應力作用，在凹谷的最低點或最低點附近產生應力集中，計算公式如式(4)所示［15］ ，從而助長裂紋在構件表面的起始。表面越粗糙，表面的谷壑越深，谷底的曲率半徑越小，產生的應力集中越嚴重，抗疲勞破壞能力就越差。因此，文章提出考慮在疲勞壽命預測建模時將表面粗糙度和表面紋理對疲勞壽命的影響用考慮多項表面粗糙度指標和谷底曲率半徑的應力集中系數表征。又因為材料由均勻塑性變形向局部集中塑性變形過渡的臨界值用抗拉強度來表示，它也是材料最大承載能力的表征量，當應力超過抗拉強度后構件隨即發生失效斷裂。表面顯微硬度增加可以提高材料抗拉強度，增大裂紋開始擴展的閾值。鑒于此，本文提出依賴應力集中、考慮應變硬化和應力敏感性的葉片疲勞壽命預測模型測模型Ⅱ，如式(5)所示。

式中:Ｒ a 為表面算術平均偏差;Ｒ y

為表面微觀不平度

十點高度;Ｒ z 為指表面輪廓最大高度;n = 1 為待測面

受剪切載荷;n =2 為待測面承受彎曲載荷;ρ為平均谷

底曲率半徑。

中:N f 為疲勞壽命;K st 為應力集中系數;HV 為加工硬

度值;HV 0 為基體硬度值;σ r 為殘余應力測試值，MPa;

σ b 為材料抗拉強度，MPa;a i (i = 0，1，2，3) 為模型

系數。

按照上述模型對表 2 所示的葉片表面狀態特征與

疲勞壽命結果進行非線性回歸分析，建立常溫條件、工

作應力載荷 600 MPa 下 TC17 鈦合金葉片振動疲勞壽

命預測模型，如式 (6) 所示。該模型擬合的 Ｒ 2 =

0． 879 9，說明預測模型對于分析表面狀態特征對疲勞

壽命的影響是可靠的。

式中:N f 為疲勞壽命;K st 為應力集中系數;HV 為表面顯

微硬度;σ r 為表面殘余應力值。

采用已經建立的疲勞壽命預測模型Ⅰ和模型Ⅱ對

5 組試驗的疲勞壽命進行預測，模型預測結果與疲勞試

驗結果的對比如圖 4 所示?？梢钥闯?，兩個預測模型

都對第 2 組試驗的預測誤差最大，對第 1 組試驗的預

測誤差最小;模型Ⅰ的最大誤差為 42． 05%，最小誤差

為 2． 60%，平均誤差為 13． 12%;模型Ⅱ的最大誤差為

15．17%，最小誤差為 2． 55%，平均誤差為 8． 94%?？?/p>

見，預測模型Ⅱ比常規預測模型Ⅰ的預測誤差減小

4． 18%，說明本文新提出的葉片疲勞壽命預測模型的

準確性和可靠性，也證明表面應力集中系數比表面粗

糙度能更系統全面的評估構件的疲勞性能。

2． 2 表面狀態特征對疲勞壽命的影響

圖 5 為葉片表面應力集中系數、表面殘余應力、表

面顯微硬度對疲勞壽命的影響規律，分析發現殘余應

力對疲勞壽命的影響最顯著，其次是表面應力集中系

數，最后是顯微硬度。其中:第 1 組試驗的表面應力集

中系數最小，表面殘余壓應力和表面顯微硬度最大，獲

得最高疲勞壽命;第 2 組試驗表面應力集中系數最大，

表面殘余壓應力和表面顯微硬度最小，獲得最低的疲

勞壽命;第 3 組和第 5 組試驗表面應力集中系數較小，

表面殘余壓應力和表面顯微硬度較小，獲得較低的疲

勞壽命;第 4 組試驗表面應力集中系數小，表面殘余壓

應力較小，但是表面顯微硬度較大，疲勞壽命較高?？?/p>

見，表面粗糙度、表面殘余應力、表面顯微硬度對疲勞

壽命的影響錯綜復雜，在實際加工中，需要合理的選擇

加工工藝，實現表面粗糙度、顯微硬度與殘余應力的協

同控制才能提高構件的疲勞性能。

2． 3 疲勞斷口分析

選擇第1 組試驗的1#葉片和第3 組試驗的3#葉片

進行疲勞斷口分析，疲勞源區的放大形貌如圖 6 所示，

葉片表面粗糙度分別為 0． 373 μm、0． 417 μm，表面光

滑。第 1 組試驗的 1#葉片裂紋起源于加工表面走刀紋

理處，第 3 組試驗的 3#葉片疲勞裂紋起源于材料夾雜

缺陷處。兩組試驗的疲勞裂紋均為表面單源起始，這

主要是因為彎曲模態恒定應力加載條件下，疲勞試樣

表面本身承受最大拉應力，且試樣加工表面走刀紋理

和材料夾雜部位存在局部應力集中。銑削工藝下疲勞

源區均為典型的收斂類源區，源區附近斷面平坦，疲勞

源區均可觀察到大量輻射臺階從裂紋起始點向周圍擴

散，裂紋多向擴展如圖中箭頭所示;由于裂紋擴展速率

快，未觀測到疲勞弧線條紋;斷面經過反復擠壓摩擦后

疲勞源區可見到閃光的小面;由于銑削加工產生殘余

壓應力，增加了裂紋尖端的閉合效應，有效減小了交變

載荷作用下裂紋的張開和閉合趨勢，增加斷口表面的

擠壓與摩擦，使得裂紋源區平整光滑。

圖 7 是葉片的疲勞裂紋擴展區特征，可發現疲勞

斷口有很多細小、相互平行、間距規則、與裂紋擴展方

向垂直的顯微條紋特征，被稱之為疲勞條帶

［16］ 。疲勞

條帶是裂紋擴展的微觀痕跡，也是每次加載循環后裂

紋前緣位置的標識

［17］ 。葉片的疲勞裂紋擴展時，裂紋

尖端金屬材料發生較大的塑性變形，疲勞條帶是連續

的，并向一個方向彎曲成波浪形，在疲勞條帶間存在有

滑移帶。同時，常溫下的疲勞條帶往往是穿晶帶，晶粒

邊界對疲勞裂紋的擴展起抑制作用，疲勞裂紋擴展方

向從一個晶粒到另一個晶粒發生變化，產生的疲勞條

帶的方向也不一樣 ［18］ 。觀察圖片還可以明顯看到二次

裂紋在斷口表面分散分布，它降低了主裂紋擴展的驅

動力，減小了能量的傳遞，使得裂紋擴展速率降低。兩

組試樣的塑性變形層深度均為2 ～3 μm，故塑性變形層

對裂紋擴展速率的影響未產生較大差異。還可以發

現，第 1 組試驗的 1#葉片的二次裂紋數目多于第 3 組

試驗的 3#葉片，故 1#葉片的裂紋擴展速率小于 3#葉

片，導致其裂紋擴展壽命大于 3#葉片。

疲勞裂紋擴展至臨界尺寸，即零件不足以承受外

載時發生失穩快速斷裂。葉片瞬斷區特征如圖 8 所

示，其位置在疲勞形核位置的對側，斷口表面粗糙，有

大量相互連接且大小不同的韌窩，說明 TC17 鈦合金高

周疲勞失效屬于韌性斷裂。在疲勞裂紋快速擴展階

段，裂紋尖端區域位置已經超出了銑削加工產生的殘

余壓應力場、顯微硬度場、塑性變形層深度的影響深

度，所有表面狀態特征對疲勞性能的影響均已消失，可

見，TC17 鈦合金銑削加工表面狀態特征主要影響疲勞

裂紋的萌生壽命和穩態擴展壽命。

3 結 論

本文采用不同銑削參數加工 TC17 鈦合金葉片，獲

得了不同葉片的表面狀態特征;基于振動疲勞試驗，進

行了葉片應力分布測試，標定了應力與振幅之間的關

系，獲得了表面狀態特征對疲勞壽命的影響規律;依賴

應力集中、考慮應變硬化和應力敏感性的葉片疲勞壽

命預測模型，并進行了模型預測精度評估;根據疲勞斷

口觀測結果，探究了葉片振動疲勞失效行為。結果表

明:葉片一階彎曲振動下的最大應力位置位于葉背中

部，距葉尖48． 1 mm，距進氣邊26． 9 mm;提出的考慮應

力集中、應變硬化和應力敏感性的葉片疲勞壽命預測

模型比常規指數預測模型的預測精度提高 4． 18%，證

明表面應力集中系數比表面粗糙度能更系統全面的評

估構件的疲勞性能;殘余應力對葉片振動疲勞壽命的

影響最顯著，其次是表面應力集中系數，最后是顯微硬

度;疲勞斷口圖像觀測發現，葉片均為表面單源起始，

疲勞源區有明顯的放射線特征，裂紋擴展區有疲勞條

帶和二次裂紋，瞬斷區有韌窩特征，屬于韌性斷裂。

參 考 文 獻

［1］ 閆曉軍，聶景旭． 渦輪葉片疲勞［M］． 北京: 科學出版

社，2014．

［2］ 王欣，李旭東，宋穎剛，等． 三種典型發動機用材料疲勞

極限應力集中敏感性及噴丸的影響［J］． 航空制造技術，

2021，64(6):96-101．

WANG Xin，LI Xudong， SONG Yinggang， et al． The

sensitivity of fatigue limit stress concentration and the effect of

shot peening on three typical engine materials［J］． Aerospace

Manufacturing Technology，2021，64(6): 96-101．

［3］ 胡鈺昊，田偉，劉硯飛，等． 模擬打傷/拋修缺口對 TC17

鈦合金葉片振動疲勞性能的影響［J］． 航空材料學報，

2017，6(37):102-107．

HU Yuhao，TIAN Wei，LIU Yanfei，et al． The effect of

simulated damage/chipping on the vibration fatigue

performance of TC17 titanium alloy blades［J］． Journal of

Aerospace Materials，2017，37(6): 102-107．

［4］ 劉兵，何國球，蔣小松，等． 材料疲勞壽命的影響因素和

研究方法［J］． 材料導報，2011，25(9):103-106．

LIU Bing， HE Guoqiu， JIANG Xiaosong， et al． The

influencing factors and research methods of material fatigue

life［J］． Material Introduction，2011，25(9): 103-106．

［5］ NOVOVIC D，DEWES Ｒ C，ASPINWALL D K，et al． The

effect of machined topography and integrity of fatigue life［J］．

International Journal of Machine Tool ＆ Manufacture，2004，

44(2/3):125-134．

［6］ 章剛，劉軍，劉永壽，等． 表面粗糙度對表面應力集中系

數和疲勞壽命影響分析［J］． 機械強度，2010，32(1):

110-115．

ZHANG Gang，LIU Jun，LIU Yongshou，et al． Analysis of

the influence of surface roughness on surface stress

concentration coefficient and fatigue life ［J］ Mechanical

Strength，2010，32(1): 110-115．

［7］ SUN J F，WANG T M，SU A P． Surface integrity and its

influence on fatigue life when turning nickel alloy GH4169

［J］． Procedia CIＲP，2018，71: 478-483．

［8］ DE LOS ＲIOS E Ｒ，TＲULL M，LEVEＲS A． Modelling

fatigue crack growth in shot-peened components of Al 2024-

T351［J］． Fatigue ＆ Fracture of Engineering Material ＆

Structures，2000，23(8):709-716．

［9］ NIE X，HE W，ZANG S，et al． Effect study and application

to improve high cycle fatigue resistance of TC11 titanium alloy

by laser shock peening with multiple impacts［J］． Surface and

Coatings Technology，2014，253:68-75．

［10］ ZUO J H，WANG A G，HAN E H． Effect of microstructure

on ultra-high cycle fatigue behavior of Ti-6Al-4V ［J］．

Material Science ＆ Engineering A，2008，473 ( 1/2 ):

147-152．

［11］ HULTGＲEN G，MANSOUＲ Ｒ，BAＲSOUM Z，et al． Fatigue

probability model for AWJ-cut steel including surface

roughness and residual stress［J］． Journal of Construction

Steel Ｒesearch，2021，179: 106537．

［12］ WU G Q，SHI C L，SHA W，et al． Effect of microstructure

on the fatigue properties of Ti-6Al-4V titanium alloy［J］．

Materials ＆ Design，2013，46: 668-674．

［13］ 譚靚，姚倡鋒，張定華． 7055 鋁合金高速加工表面完整

性對疲勞壽命的影響［J］． 機械科學與技術，2015，

34(6): 872-876．

TAN Liang，YAO Changfeng，ZHANG Dinghua． The effect

of surface integrity on fatigue life of 7055 aluminum alloy

during high-speed machining［J］． Mechanical Science and

Technology，2015，34(6): 872-876．

［14］ WU D X，YAO C F，ZHANG D H． Surface characterization

and fatigue evolution in GH4169 superalloy: comparing

results after finish turning; shot peening and surface polishing

treatment［J］． International Journal of Fatigue，2018，113:

222-235．

［15］ 廖智奇，吳運新，袁海洋． 表面粗糙度對三維應力集中系

數及疲勞壽命的影響［J］． 中國機械工程，2015，26(2):

147-151．

LIAO Zhiqi，WU Yunxin，YUAN Haiyang． The influence of

surface roughness on three-dimensional stress concentration

coefficient and fatigue life ［J］． China Mechanical

Engineering，2015，26(2): 147-151．

［16］ 李久楷，劉永杰，王清遠，等． TC17 鈦合金高溫超高周疲

勞試驗［J］． 航空動力學報，2014，29(7):1567-1573．

LI Jiukai，LIU Yongjie，WANG Qingyuan，et al． High

temperature and ultra-high cycle fatigue test of TC17 titanium

alloy［J］． Journal of Aerodynamics， 2014， 29 ( 7 ):

1567-1573．

［17］ 劉杰． 疲勞裂紋擴展的控制因素和裂紋擴展率的研究

［D］． 西安:西北工業大學，1991．

［18］ 張福祿，王潤智，董策，等． 內部萌生疲勞裂紋擴展速率

定量表征［J］． 金屬熱處理，2019，44(增刊 1): 611-614．

ZHANG Fulu， WANG Ｒunzhi， DONG Ce， et al．

Quantitative characterization of internal initiation fatigue crack

propagation rate［J］． Metal Heat Treatment，2019，44

(Suppl． 1): 611-614．