高瞬變熱循環載荷下帶孔薄壁結構的疲勞斷裂行為研究

杜宸宇^*，崔海濤^*，張宏建^*

^*(南京航空航天大學 能源與動力學院，江蘇 210016)

1. 研究背景

隨著現代航空技術的飛速發展，航空發動機的耐久性與可靠性指標正面臨的嚴苛要求。作為發動機熱端核心部件，熱端靜子部件在服役過程中承受著復雜的熱循環載荷：在機動飛行時，部件表面承受劇烈的溫度波動；而在巡航階段，則持續暴露在高溫環境中。這種復雜的工況導致熱端靜子部件主要產生兩種疲勞行為：基于循環熱應力的熱疲勞（Thermal Fatigue, TF）以及耦合高溫蠕變效應的蠕變-熱疲勞（Creep-Thermal Fatigue, CTF）。研究表明，約70%以上的熱端靜子部件失效原因可歸因于這兩類疲勞行為所誘發的裂紋，其典型形貌特征如圖1所示。此外，航空發動機熱端靜子部件中廣泛存在帶孔薄壁結構，其孔邊緣是疲勞裂紋的高發區域。在長期熱循環載荷作用下，尤其是在高溫高壓的環境下，帶孔薄壁結構極易發生失效，嚴重威脅部件的安全性和可靠性。這一嚴峻的工程問題已成為制約新一代航空發動機壽命提升的關鍵瓶頸，亟需開展針對高瞬變熱循環載荷下帶孔薄壁結構的疲勞斷裂行為研究。

圖1 熱端靜子部件的典型疲勞裂紋失效形式

2. 研究內容

本團隊在國家自然科學基金(52375152)的支持下，分別從實驗和壽命模型兩個方面開展研究，如圖2所示。

在實驗研究方面，團隊圍繞實驗方法、物理規律與損傷機理三個核心內容開展研究。首先，開發了適用于帶孔薄壁結構的熱循環實驗方法，該方法結合高頻感應加熱與強制風冷技術實現精確熱循環控制，并針對鎳基高溫合金材料特性設計了帶測試孔的管狀試樣，通過對比不同孔型結構確定了設計方案。其次，以溫度變程、平均溫度及高溫保持時間為控制變量開展實驗研究，通過系統數據分析明確了各參數對裂紋擴展壽命的影響規律，并從經驗角度闡釋了其作用機理。最后，基于微觀組織觀測和元素分析結果，探究了裂紋形貌所反映的損傷特征，最終明確了熱疲勞和蠕變-熱疲勞兩種疲勞行為的損傷機制。

在壽命模型方面，研究團隊基于相場理論分別建立了熱疲勞和蠕變-熱疲勞壽命預測模型。首先，針對熱疲勞損傷機制，構建了熱疲勞相場理論框架，結合有限元方法開發了熱疲勞相場模型，最后開展了熱疲勞行為模擬以及壽命預測。在此基礎上，結合蠕變-熱疲勞的損傷機制，通過考慮蠕變與疲勞損傷的交互作用以及氧化效應的影響，進一步建立了蠕變-熱疲勞-氧化相場模型。具體而言，基于經典損傷理論推導了蠕變退化函數，并對兩種蠕變損傷模型進行了對比分析；提出了兩種具有明確物理意義的氧化誘導疲勞損傷表征策略。最終，開展了模擬了蠕變-熱疲勞行為并預測其壽命，并討論了模型在蠕變-疲勞條件下的適用性。

圖2 熱循環載荷下帶孔薄壁結構的疲勞斷裂行為分析方法流程圖

3. 主要結論

所開發的實驗方法能夠有效滿足熱循環載荷下疲勞斷裂行為的測試需求。溫度變程和高溫保持時間是影響裂紋擴展壽命的主要因素，平均溫度是次要因素。高溫保持階段引入的額外損傷會隨時間推移逐漸趨于飽和。熱疲勞裂紋的萌生與擴展主要受疲勞行為主導，損傷模式以穿晶斷裂為特征，裂紋沿最大剪應力方向發生滑移萌生，隨后沿最大主應力垂直方向擴展。對于蠕變-熱疲勞行為，高溫保持階段會加劇晶界滑移、化合物析出及氧化效應。雖然裂紋萌生仍以疲勞主導的穿晶斷裂為主，但是擴展則轉變為由蠕變-疲勞-氧化多機制協同驅動，損傷模式以沿晶斷裂為特征。蠕變與疲勞呈現"同時性"的損傷交互模式，表面氧化層的開裂和侵入進一步促進了裂紋擴展。

熱疲勞裂紋萌生與擴展主要由塑性應變能驅動，表現為具有負應力比和正平均應力的低周疲勞特征。局部大溫度梯度增強了孔邊緣材料的循環塑性行為，顯著放大了熱疲勞的有害影響。此外，相場法有效再現了熱疲勞裂紋形貌，表現為彌散形式。當疲勞參數選取適當時，實驗結果與模擬結果高度吻合，證明了所提出的相場模型具備模擬熱疲勞斷裂行為及預測裂紋萌生與擴展壽命的能力。在蠕變-熱疲勞的壽命預測方面，忽略氧化效應的相場模型對蠕變-熱疲勞的預測效果不佳。相比之下，蠕變-熱疲勞-氧化相場模型展現出更高的預測精度。并且，所有用于計算蠕變損傷和氧化因子的參數均源自工況條件和材料屬性，避免了引入可調的內變量。此外，模型在預測蠕變疲勞壽命方面展現出良好適用性。

Eng. Fail. Anal., 2025. 174: 109508; Int. J. Fatigue, 2024. 185: 108338, 2025. 191: 108696.

通訊作者：崔海濤，張宏建