● 摘要
疲劳是航空发动机叶盘结构的主要失效模式之一。近年来疲劳研究表明，钛合金、镍基高温合金等航空发动机关键零部件用典型材料并不存在疲劳极限，材料的疲劳强度在106～109周次之间会有很大的下降。当交变载荷低于传统疲劳极限时，材料仍然会发生损伤以致断裂失效,基于传统S-N曲线和疲劳极限概念的无限寿命设计变得不准确甚至不安全。当前我国航空发动机叶盘在设计定寿时，并没有考虑超高周疲劳(通常把循环周次超过108的疲劳称为超高周疲劳)效应，这就导致设计偏于危险，危及航空发动机的结构完整性和可靠性。超高周疲劳试验所需时间长，超声疲劳试验机的出现大大节省了试验时间，但同时也带来了频率效应等问题。
本文以新一代航空发动机压气机整体叶盘用钛合金TA29为对象，研究了显微组织、温度和频率对材料超高周疲劳性能和裂纹萌生机制的影响规律。采用超声疲劳试验方法（20kHz），研究了三种组织（近α组织，双态组织，魏氏组织）的TA29钛合金的超高周疲劳行为。结果表明：在短寿命阶段，疲劳裂纹在表面萌生；当寿命增大时，疲劳裂纹的萌生位置由表面转向内部。对比三种组织的疲劳极限，发现寿命达到109时，近α相组织的疲劳极限最高，魏氏组织次之，双态组织最低。随着应力的降低，疲劳寿命数据的分散性变大。
研究了TA29钛合金在不同温度（25℃，400℃，600℃）下的超高周疲劳行为。结果表明：随着温度的升高，同一应力水平下的TA29钛合金的疲劳强度逐渐降低。在短寿命阶段，疲劳裂纹在表面萌生；当寿命增大时，疲劳裂纹的萌生位置由表面转向内部。25℃时，内部萌生的疲劳断口为小刻面形貌，这是由于初生α相要比β转变组织硬的缘故；而在400℃和600℃，内部萌生的疲劳断口为粗糙的小颗粒形貌，这是由于氧元素的进入造成的。
研究了TA29钛合金在不同加载频率（90Hz和20kHz）下的高周疲劳行为。研究发现，在25℃时，并没有表现出明显的频率效应，而在400℃和600℃温度时，在同一应力水平下，90Hz频率下疲劳试样的疲劳强度要大于20kHz下的疲劳强度，表现出明显的频率效应。通过对400℃两种频率下疲劳透射样的观察发现，90Hz频率下的透射样中位错可以穿过相界，而20kHz频率下疲劳透射样中的位错不能穿过相界，所以位错塞积，引起应力集中。