引言

飞机在近地飞行过程中，地面跑路上的碎片、 砂砾或金属物蹬撞物极易被高速气流吸入发起机 流路中，并与高速旋转的电扇/压气机叶片产生碰 撞造成硬物危险（亦称表物危险Foreign Object Damage，FOD）。危险部位极易成为高周委顿 （High Cycle Fatigue，HCF）裂纹萌生源，造成风 扇/压气机叶片过早断裂，严沉威胁飞行安全。TC4钛合金因其杰出的抗拉强度［1-2］、较低的密 度和优异的抗委顿机能［3-6］，成为发起机叶片的 常用资料，可显著减轻叶片沉量，提升发起机推 力与燃油效能。因而钻研TC4的冲击危险的宏微 观特点［7］［8］及其对高周委顿机能影响，对降低 发起机叶片在循环载荷下裂纹萌生风险，加强可 靠性至关沉要。Hailong Deng［9］等人通过R=?1，?0.3和0.1的委顿试验分析了TC4钛合金的超高周 委顿行为［10］，了局批注：试件的S-N曲线均为双 线性，阐发出表表滑移、表表解理和内部解理三 衷炱坏模式。S.Y. Oakley［11］等人对“叶片状” 试样发展弹路冲击尝试，而后使用一种新的组合 循环试验进行委顿测试［12］［13］［14］。该步骤旨在 解决飞机发起机叶片受异物危险后渣滓委顿寿命 的预测问题。J.O Peters［15］和ZHU LEI［16］等人 钻研了FOD对TC4合金表表委顿裂纹萌生和扩大 的影响，发现凹坑危险重要通过预造幼裂纹、引 发应力集钟注引入残存应力及导致塑性变形等方 式降低委顿强度。J. Ding［17］等人钻研TC4板试 样在低周和高周委顿（LCF/HCF）复合载荷前提 下受异物危险（FOD）后的幼裂纹扩大行为。结 果批注，残存应力对裂纹前沿状态的发展和委顿 寿命都有显著影响。Benjamin Hanschke［18］等人 钻研了高压压气机叶轮关键的异物危险（FOD） 区域并分析了由异物危险引起的应力集中对委顿 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 样发展了FOD后在高周（HCF）、低周委顿以及 凹凸周组合载荷前提下委顿试验。了局批注，在 类似的加载前提下，经激光冲击强化（LSP）处 理的试样，其裂纹萌生相比未处置的试样有所延 迟。危险特点取决于弹丸的几何状态、撞击角度 以及撞击速度。Steven R. Thompson［20］等人钻研 了残存应力对TC4合金表物危险（FOD）高周疲 劳（HCF）强度的影响。了局批注，退火去残存 应力后合金委顿极限显著提高［21］［22］。David B. Lanning［23］等人提出了基于缺口左近应力散布的 临界距离步骤［24］［25］［26］，用于预测缺口圆柱形TC4试样高周委顿寿命。其预测精度在测试委顿 极限应力的12%以内，可用于TC4部件的委顿设 计。R.Hall［27］等人选取通用的边缘翼型试样， 钻研了早期委顿裂纹扩大行为，通过有限元法分 析了FOD引入的残存应力，并沉点会商了残存应 力在委顿裂纹扩大表征中的作用。

综上能够看出，国内表对TC4合金硬物危险 及对高周委顿机能的影响已经有显著进展，重要 钻研集中于分歧冲击角度、冲击速度、危险尺寸、 冲击地位等对危险描摹及高周委顿机能的影响。 受冲击试验前提限度，冲击弹体多为球体，冲击 描摹单一且多为椭球凹坑。航空发起机结构齐全 性纲领划定：电扇/压气机表物危险验证试验中损 伤地位应在最敏感的关键部位且施加危险应力集 中系数Kt至少为3。因而有必要发展危险描摹更 为复杂，危险水平更为严沉的复杂表表冲击危险 对HCF机能的影响钻研。此表，方块子弹存在角 冲击、棱冲击和面冲击等多种危险，因而与球体 子弹相比，能更梦想地复现真实的复杂危险描摹。

本文针对TC4钛合金电扇/压气机叶片在服役 环境中易受硬物冲击，形成复杂描摹危险，进而 影响其高周委顿（HCF）机能的问题７⒄沽艘 下钻研内容：通过分歧冲击前提（蕴含冲击速度、 冲击角杜纂弹体状态）以及分歧试样状态（含缺 口与不含缺口）下的表物危险（FOD）试验，对TC4钛合金进行危险表征分析，并对冲击后试样 进行高周委顿测试，从而系统探索分歧冲击前提 下复杂危险描摹的演化法规及其对合金高周委顿 机能的影响机理。

1、试验

1.1试样

α+β双相TC4钛合金是航空发起机电扇/压气机叶片常用资料。本文所选取迪胙合金母材由发 动机公司提供，为TC4轧造板材，沿轧造方向的 显微组织结构如图1所示，室温下的根基力学性 能见表1。

表 1 室温下 TC4 板材的根基力学机能

为对比缺口和冲击危险对合金HCF机能的影 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、开吵嘴度90°、开口底部半径1mm的V型贯通缺口，应力集中系数（Kt=3）。

所有试样均沿TC4板材轧造方向选取慢走丝 切割加工。为了降低试样表表粗糙度和加工残存 应力对HCF机能的影响，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表物危险仿照试验

硬物冲击试验的速度和角度别离凭据飞机飞 行时电扇/压气机叶片的线速度及其与硬物的典型 冲击角度设定。试验选取高速弹路冲击装置（即 轻气炮装置，见图5）。该装置通过调节高压气室 内的气体压力节造弹体的发射速度，利用激光测 速装置丈量弹体速度，借助可调夹具以与三轴可 调平台精确调整冲击地位与角度。

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）。鉴于飞机在现实飞行中可能遭逢状态 不规定的异物撞击，而立方体弹体因其撞击时接 触姿势的多样性，可形成危险程杜纂描摹更为复 杂的凹坑，能更好地仿照真实工况，因而本钻研 选用方块弹体作为重要仿照异物。

典 型 冲 击 速 度 设 定 为148m/s、225m/s和312m/s，凭据发起机前进速度、叶片线速度及叶 片装置角度可估算表物冲击蹊径和叶片中线形成 的冲击角度为30°~60°之间，其中最危险角度［4］通常为60°。因而冲击角度别离为30°与60°，示 意图见图4，冲击角杜纂地位可通过可调夹具及 其下方三轴台精确节造。具体试验规划见表2。 凭据试样长度及残存应力影响领域，每个试样选 取等距离的4~5个冲点进行冲击。试样分组如下：FZ1、FZ2用于钻研弹体类型与冲击角度的影响，F1、F2用于对比缺口危险与冲击危险对合金HCF机能影响；F3、F4用于钻研分歧冲击速度对危险 描摹及HCF机能影响。

1.3高周委顿试验

FOD冲击危险有肯定随机性，即便一样冲击 前提也难获得齐全一样危险描摹，传统HCF测试 步骤如成组法和起落法，由于其必要大量一样冲 击危险试验件不再合用。故本文选取在指定应力 水平下加载至试样失效的步骤，通过纪录委顿循环周次及断裂点对应的冲击类型，以评估分歧冲 击危险的严沉水平。带表物危险的TC4钛合金试 样的高周委顿测试在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钛合金的高周委顿数据予以确 定，应力比取R=0.1以仿照现实服役前提。

2、试验了局与分析

2.1表物危险特点

分歧冲击前提（冲击角度、冲击速度、硬物 类型）下所有试样的硬物冲击试验了局如图7。 利用光学显微镜对分歧试样所有冲击点危险描摹 进行观测，为方便将HCF试验了局与危险描摹对 比分析，每根试样HCF测试断裂地位的冲击点采 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。

对比分歧冲击角度试样（FZ1、FZ2）可知： 一样弹体类型和冲击速度下，60°冲击形成的危险 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危险， 且第二次危险面积显著较幼。这一景象可归因于 较幼的冲击角度导致方块形弹体在初次碰撞后， 以碰撞点为动弹中心产生滚动活动，进而使相邻 棱边/角与靶材产生二次碰撞。

对比分歧类型冲击物的危险特点发现：钢球 冲击描摹呈规定椭球形，随冲击角度减幼凹坑深 度减幼而椭球长轴增长。此表，凹坑出射侧伴有 更严沉资料挤出和剥离景象，且未观察到二次损 伤。相比之下，方块冲击产生的危险描摹特点更 为复杂，危险区域越发敏感。所有试样断裂点均 对应于方块形冲击危险，由此可判断，在一样冲 击速度和冲击角度前提下，方块形冲击会产生更 严沉的危险描摹与应力集中效应，批注方块异物 在叶片现实服役中有更高的危险性。对比分歧冲 击速度的试样（F1、F2与F3、F4）可知，随冲击 速度的增长危险面积与深度均显著增大，危险程 度更为严沉。

综合所有试样危险描摹图可知，即便一样冲击前提下，方块冲击所产生的危险描摹也存在较 大差距。凭据其特点，可大体分为三类：角冲击 危险、棱冲击危险、面冲击危险。角冲击危险 （如FZ2-#1、F2-#1、F4-#1）的典型特点为三角形 或菱形描摹，拥有危险面积幼、深度大的特点， 且常为委顿断裂点。棱冲击危险（如FZ1-#3、F2- #2、F3-#1等）描摹多呈长条状，且出射侧常伴有 资料挤出。面冲击危险产生频率较低（如F2-# 4），其冲击面积最大，但危险深度通常最浅。

表 2 FOD 冲击试验规划

2.2表物危险HCF了局

表3列出了分歧试样的加载前提及HCF测试 寿命，其中试样F1，F2，FZ1载荷一样（静载荷5.15kN，动载荷为4.21kN）Ｋ伎嫉紽3冲击速度 较低，FZ2冲击角度较幼，结合之前测试经验， 为预防寿命周期过长对载荷相应增长。

表 3 试样 HCF 测试了局

所有试样高周委顿测试了局如图8所示。带 有预造缺口（Kt= 3）的试样，其委顿寿命较其 他带冲击凹坑的光滑试样显著缩短，且断裂地位 均位于缺口根部。这批注缺口型危险比凹坑型冲 击危险引发更严沉的应力集中，对资料委顿机能 风险更大。对比F3与F4测试了局可知，冲击速度从146m/s提高至225m/s，资料的委顿寿命降低 了约56%，这批注冲击速度的增大会显著降低材 料的高周委顿机能。

FZ1与FZ2试样断裂点均源自方块弹体冲击 危险，且速度一样，其寿命差距重要源于冲击角 度分歧所导致的危险严沉水平分歧。若FZ2试样 在与FZ1一样的载荷前提下进行测试，二者因冲 击角度造成的寿命差距预计会越发显著。寿命量 化分析批注，当冲击角度从30°增大至60°时，试 样的委顿寿命至少降低了32%。在冲击速度一样 的前提下，F4试样的寿命高于FZ1，这重要归因 于F4所接受的载荷略低。

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，阐发出多裂纹源特点。其中，F4试样的裂纹 描摹尤为显著，其扩大蹊径崎岖，出现出显著随 机性（图9）。对比分歧冲击危险水平的试样可 见，F3试样的冲击危险较浅，相应裂纹的尺寸与 散布领域也较；而F4试样的冲击危险深且严 沉，其裂纹的尺寸与散布领域均显著更大（图11）。这一了局明确批注，更严沉的冲击危险会显 著推进裂纹的萌生与扩大。

3、结论

本文针对航空发起机电扇叶片易受异物冲击 产生复杂表表危险，进而影响其HCF机能问题， 通过发展分歧冲击前提（冲击速度、冲击角度、 子弹类型）下冲击试验预造了复杂危险，结合光 学显微镜下的危险描摹表征与冲击后试样的高周 委顿测试，系统评估了冲击危险对TC4钛合金材 料的高周委顿机能影响，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 伤描摹更为复杂，危险越发严沉。这重要源于其 在一样前提下形成的凹坑更深，且怪异的V型几 何概括引发更显著的应力集中；此表，在低角度 冲击时，方块弹体易产生翻滚，导致二次危险。

1）与球形子弹相比，方块弹体冲击形成的损 伤描摹更为复杂，危险越发严沉。这重要源于其 在一样前提下形成的凹坑更深，且怪异的V型几 何概括引发更显著的应力集中；此表，在低角度 冲击时，方块弹体易产生翻滚，导致二次危险。

3）在300m/s，60°的典型服役工况下，即便 是最严沉的方块冲击危险，其对高周委顿机能的 减弱水平仍低于理论应力集中系数Kt= 3的机械 加工缺口。断口分析批注，机械加工缺口处裂纹 呈多源萌生特点，而冲击危险裂纹则多萌生于凹 坑底部的单一高应力区。该结论对基于Kt= 3准 则的发起机表物危险试验验证拥有沉要领导意思。

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（注，原文标题：TC4钛合金复杂表表冲击危险高周委顿试验钻研）

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