《Frontiers in Materials》：Research on thermal-mechanical-vibration fatigue test technology of aero-engine compressor blade
编辑推荐：
本文研究了航空发动机压气机叶片在实际服役中面临的热-机械-振动（TMF）与外来物损伤（FOD）复合作用下的高周疲劳（HCF）性能。研究人员构建了一套多物理场耦合试验系统，同步模拟了离心、热和振动载荷的协同作用，并以GH4169G合金为材料开展了系统实验。研究发现，在复合疲劳加载中，低周离心载荷影响最显著，FOD会显著降低叶片疲劳强度，而提高低周载荷比则可适度增强疲劳性能。该工作为压气机叶片在极端服役环境下的实验评估、强度设计和损伤容限维护提供了直接的技术支持和实验依据。
航空发动机，被誉为现代工业“皇冠上的明珠”，其心脏——核心机的性能直接决定了飞机的推力、效率和可靠性。而位于核心机前端的高压压气机叶片，则是这枚“皇冠”上最“卷”的部件之一。它们不仅要以每分钟数万转的速度高速旋转，承受巨大的离心力（低周疲劳，LCF），还要在高温燃气的“炙烤”下工作，经历剧烈的冷热交替（热机械疲劳，TMF）。更“要命”的是，它们还时刻面临着来自进气道的“不速之客”——沙石、冰雹、甚至小鸟等外来物的撞击（外来物损伤，FOD）。这些损伤就像叶片前缘的“伤口”，在后续持续的振动载荷（高周疲劳，HCF）作用下，极易成为疲劳裂纹的“发源地”，最终导致叶片断裂，引发灾难性后果。
然而，长久以来，工程界和学术界对叶片疲劳性能的研究往往是“分而治之”：要么单独研究FOD对钛合金风扇叶片的影响，要么在常温下研究TMF，而对于在高温环境下，FOD、离心力和振动三者“联手”如何摧垮由高温合金（如GH4169G）制成的压气机叶片，则知之甚少。这种“组合拳”式的失效模式，恰恰是叶片在实际服役中最真实的写照，也是当前损伤容限设计和寿命预测模型中最亟待填补的空白。为了揭开这一复杂失效机制的神秘面纱，为设计出更“耐打”的发动机叶片提供坚实的数据支撑，一项聚焦于“热-力-振动复合疲劳”的前沿研究应运而生，其成果已发表在材料科学知名期刊《Frontiers in Materials》上。
为了攻克这一难题，研究人员匠心独运，自主搭建了一套国际领先的多物理场耦合试验系统。这套系统就像一个小型、可控的“发动机地狱实验室”，其核心在于实现了三种严苛载荷的同步精确施加与解耦控制。首先，复合高-低周疲劳加载模块采用基于轴承旋转机构的独特夹具设计，巧妙地将静态的离心机械载荷与动态的高频振动载荷的传递路径分离开，确保两种载荷互不干扰、独立可控。其次，高温模块采用了专门设计的电磁感应加热线圈，通过多物理场仿真优化，能在试样中心测试区产生高达700°C的峰值温度，并形成向两端梯度递减的温度场，精准模拟叶片根部的受热状况。最后，三大独立闭环控制系统分别负责机械载荷（误差<1%）、振动载荷（频率可达1600Hz以上）和温度载荷（误差<1%）的精准加载与控制，确保了试验条件的高度复现性和可靠性。
2.2 复合高-低周疲劳加载模块
该模块是实现机械载荷与振动载荷解耦的关键。如图所示，叶片试样通过夹具安装，机械载荷（模拟离心力）通过轴承从外夹具传递至内夹具再到叶片；而振动载荷则通过独立的连接杆直接作用于内夹具。这种设计有效避免了两种载荷相互耦合引入的附加弯矩，确保了载荷施加的纯粹性。
2.3 高温模块
温度载荷的施加是模拟热机械疲劳的核心。研究团队设计了专用的电磁感应加热线圈，通过有限元仿真优化其形状与位置，使得在GH4169G试样中心区域形成稳定且可控的高温区（700°C），同时两端温度较低，以保护夹具强度，精确复现了叶片实际工作中的温度梯度。
2.4 控制系统
试验系统搭载了三套独立的闭环控制系统。机械载荷控制系统由MOOG控制器、力传感器和液压作动器组成，实现低周载荷的精确控制（误差<1%）。振动载荷控制系统由振动控制器、功率放大器、电磁激振器和激光测振仪构成，可稳定施加高达1600Hz的高频振动。温度载荷控制系统则由感应加热设备、K型热电偶和温度信号变送器组成，实现变温循环的精确跟踪。
2.5 试样
研究选用真实航空发动机压气机叶片广泛使用的GH4169G高温合金作为试样材料。试样设计模拟了叶片前缘的几何特征与应力梯度，是一种弯曲变截面结构，其最薄弱的测试截面位于中心，便于观察裂纹的萌生与扩展。为了研究FOD的影响，研究人员使用轻气炮技术，以300 m/s的速度发射直径3mm的钢球，在试样前缘指定位置预制了深度约为1.0mm的冲击凹坑，以模拟真实的FOD损伤。
3 设备与系统标定
在正式试验前，研究团队对整套系统进行了 rigorous 的标定。动力学标定通过模态分析确认整个夹具-试样组件的二阶共振频率为1834.7 Hz，使得在1600Hz激振时能通过共振效应获得大位移，有效模拟高周振动应力。强度标定通过有限元分析验证了夹具在700°C下的强度安全系数满足要求（内夹具安全系数2.17）。温度场标定则通过热电偶测量，确认试样表面温度分布与仿真设计高度一致，中心高温区稳定，两端呈梯度下降。系统联调结果（图11）显示，力、温度、应变控制均稳定，误差均在1%以内，为正式试验奠定了坚实基础。
4 实验与结果
4.1 实验条件
试验分为两个阶段：第一阶段是热机械疲劳（TMF）阶段，施加400-700°C的温度循环和同步的低周机械载荷（载荷比R分别为0.01, 0.1, 0.5），共60个循环。第二阶段是等温振动疲劳阶段，在恒定700°C和第一阶段等效的恒定低周载荷下，以1600Hz频率进行阶梯加载的高周疲劳（HCF）试验，以确定疲劳极限。试验对象包括光滑试样和带FOD凹坑的缺口试样。
4.2 结果
- •
纯TMF与纯HCF基准测试：首先，通过纯TMF和纯HCF测试建立了基准数据。结果表明，在相同寿命下，交变温度范围从20-400°C升高到400-700°C，疲劳极限载荷降低了近三分之一，凸显了温度载荷的显著影响。同时，FOD缺口损伤大幅降低了试样的疲劳极限强度。在恒温恒低周载荷下的HCF测试中，温度载荷主要影响恒定的低周载荷大小，对高周极限强度影响较小。
- •
热-力-振动复合疲劳测试：这是本研究的核心。试验结果表明：
- 1.
FOD的致命影响：与光滑试样相比，带FOD缺口的试样承受热-机械载荷的能力显著下降。所有缺口试样的断裂均起源于预制缺口处，证实了FOD作为疲劳裂纹萌生“触发器”的关键作用。
- 2.
载荷比的“双刃剑”效应：在相同的热-机械载荷和FOD缺口下，提高载荷比（R值，即最小载荷与最大载荷之比）对热-机械载荷阶段影响不大，但显著提高了后续阶段的高周疲劳（HCF）极限载荷。当载荷比从0.01增加到0.5时，高周载荷加速度（以g为单位）从约14.38g增加到约21.38g，同时疲劳寿命也得到提升。这表明，在热-机械疲劳阶段，更高的平均应力（对应更高载荷比）反而在一定程度上增强了材料后续抵抗振动疲劳的能力。
- 3.
断裂机理分析：通过扫描电镜（SEM）对断口进行分析发现，光滑试样的断口具有典型的高周疲劳特征，可见疲劳辉纹。而FOD缺口试样的断口则显示多源起裂于缺口根部，辉纹更细密，并在高温环境下观察到氧化现象，证明了温度对裂纹扩展的加速作用。随着载荷比提高，疲劳辉纹平均间距减小，裂纹扩展速率降低，这从微观上解释了宏观上疲劳性能提升的机理，可能与材料在更高平均应力下的循环应变硬化有关。
5 结论与讨论
本研究成功开发并验证了一套能够同步精确施加热、力、振动复合载荷的先进试验系统，填补了在真实复杂服役环境下评估航空发动机压气机叶片（特别是高温合金材料）疲劳性能的试验技术空白。主要结论可归纳为以下四点：
首先，在热-力-振动复合疲劳中，各种载荷对疲劳性能的影响并非均等。低周离心载荷（LCF）的影响最为显著，其次是温度载荷，而高周振动载荷（HCF）的影响相对最小。这一发现明确了不同载荷模式的贡献度排序，为叶片设计的侧重点提供了关键依据。
其次，外来物损伤（FOD）被证实是叶片疲劳强度的“头号杀手”。它显著降低了GH4169G叶片的疲劳寿命和极限强度，极大地削弱了叶片的损伤容限能力。这强烈警示，在叶片设计、维护和检修中，必须对FOD的影响给予最高级别的重视。
第三，一个反直觉但至关重要的发现是：适度提高低周载荷比（R），可以在一定程度上增强叶片的热-力-振动复合疲劳极限和疲劳寿命。研究团队将其归因于在较高平均应力下，GH4169G材料发生的循环应变硬化效应，这使得材料在后续的振动载荷下表现出更强的抵抗能力。这一发现对传统的“载荷越低越安全”的简单认知提出了修正，为优化叶片载荷谱、挖掘材料潜能提供了新思路。
最后，从工程应用角度看，本研究建立的多物理场耦合试验方法论，为航空发动机压气机叶片的实验评估、强度校核、损伤容限设计和视情维护提供了直接的、高保真的技术手段。它不仅能够更真实地模拟叶片服役的极端环境，所获得的宝贵数据还能直接用于修正和丰富现有的疲劳寿命预测模型。
总而言之，这项研究犹如一位“叶片疲劳医生”，不仅诊断出在“高温、离心、振动、外伤”复合作用下叶片的“病症”主次（载荷影响排序、FOD的核心危害），还发现了其潜在的“抗压”机制（高载荷比的积极效应）。其意义远超单一的试验数据积累，更在于提供了一套能够“重现病况”、“探究病理”的先进“诊疗平台”。这套平台和由此产生的认知，将有力地推动我国乃至全球在航空发动机关键旋转部件可靠性设计、寿命预测与健康管理领域向更精准、更高效的方向迈进。
