高瞬变热循环载荷下带孔薄壁结构的疲劳断裂行为研究

高瞬变热循环载荷下带孔薄壁结构的疲劳断裂行为研究

杜宸宇^*，崔海涛^*，张宏建^*

^*(南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 210016)

1. 研究背景

随着现代航空技术的飞速发展，航空发动机的耐久性与可靠性指标正面临的严苛要求。作为发动机热端核心部件，热端静子部件在服役过程中承受着复杂的热循环载荷：在机动飞行时，部件表面承受剧烈的温度波动；而在巡航阶段，则持续暴露在高温环境中。这种复杂的工况导致热端静子部件主要产生两种疲劳行为：基于循环热应力的热疲劳（Thermal Fatigue, TF）以及耦合高温蠕变效应的蠕变-热疲劳（Creep-Thermal Fatigue, CTF）。研究表明，约70%以上的热端静子部件失效原因可归因于这两类疲劳行为所诱发的裂纹，其典型形貌特征如图1所示。此外，航空发动机热端静子部件中广泛存在带孔薄壁结构，其孔边缘是疲劳裂纹的高发区域。在长期热循环载荷作用下，尤其是在高温高压的环境下，带孔薄壁结构极易发生失效，严重威胁部件的安全性和可靠性。这一严峻的工程问题已成为制约新一代航空发动机寿命提升的关键瓶颈，亟需开展针对高瞬变热循环载荷下带孔薄壁结构的疲劳断裂行为研究。

图1 热端静子部件的典型疲劳裂纹失效形式

2. 研究内容

本团队在国家自然科学基金(52375152)的支持下，分别从实验和寿命模型两个方面开展研究，如图2所示。

在实验研究方面，团队围绕实验方法、物理规律与损伤机理三个核心内容开展研究。首先，开发了适用于带孔薄壁结构的热循环实验方法，该方法结合高频感应加热与强制风冷技术实现精确热循环控制，并针对镍基高温合金材料特性设计了带测试孔的管状试样，通过对比不同孔型结构确定了设计方案。其次，以温度变程、平均温度及高温保持时间为控制变量开展实验研究，通过系统数据分析明确了各参数对裂纹扩展寿命的影响规律，并从经验角度阐释了其作用机理。最后，基于微观组织观测和元素分析结果，探究了裂纹形貌所反映的损伤特征，最终明确了热疲劳和蠕变-热疲劳两种疲劳行为的损伤机制。

在寿命模型方面，研究团队基于相场理论分别建立了热疲劳和蠕变-热疲劳寿命预测模型。首先，针对热疲劳损伤机制，构建了热疲劳相场理论框架，结合有限元方法开发了热疲劳相场模型，最后开展了热疲劳行为模拟以及寿命预测。在此基础上，结合蠕变-热疲劳的损伤机制，通过考虑蠕变与疲劳损伤的交互作用以及氧化效应的影响，进一步建立了蠕变-热疲劳-氧化相场模型。具体而言，基于经典损伤理论推导了蠕变退化函数，并对两种蠕变损伤模型进行了对比分析；提出了两种具有明确物理意义的氧化诱导疲劳损伤表征策略。最终，开展了模拟了蠕变-热疲劳行为并预测其寿命，并讨论了模型在蠕变-疲劳条件下的适用性。

图2 热循环载荷下带孔薄壁结构的疲劳断裂行为分析方法流程图

3. 主要结论

所开发的实验方法能够有效满足热循环载荷下疲劳断裂行为的测试需求。温度变程和高温保持时间是影响裂纹扩展寿命的主要因素，平均温度是次要因素。高温保持阶段引入的额外损伤会随时间推移逐渐趋于饱和。热疲劳裂纹的萌生与扩展主要受疲劳行为主导，损伤模式以穿晶断裂为特征，裂纹沿最大剪应力方向发生滑移萌生，随后沿最大主应力垂直方向扩展。对于蠕变-热疲劳行为，高温保持阶段会加剧晶界滑移、化合物析出及氧化效应。虽然裂纹萌生仍以疲劳主导的穿晶断裂为主，但是扩展则转变为由蠕变-疲劳-氧化多机制协同驱动，损伤模式以沿晶断裂为特征。蠕变与疲劳呈现"同时性"的损伤交互模式，表面氧化层的开裂和侵入进一步促进了裂纹扩展。

热疲劳裂纹萌生与扩展主要由塑性应变能驱动，表现为具有负应力比和正平均应力的低周疲劳特征。局部大温度梯度增强了孔边缘材料的循环塑性行为，显著放大了热疲劳的有害影响。此外，相场法有效再现了热疲劳裂纹形貌，表现为弥散形式。当疲劳参数选取适当时，实验结果与模拟结果高度吻合，证明了所提出的相场模型具备模拟热疲劳断裂行为及预测裂纹萌生与扩展寿命的能力。在蠕变-热疲劳的寿命预测方面，忽略氧化效应的相场模型对蠕变-热疲劳的预测效果不佳。相比之下，蠕变-热疲劳-氧化相场模型展现出更高的预测精度。并且，所有用于计算蠕变损伤和氧化因子的参数均源自工况条件和材料属性，避免了引入可调的内变量。此外，模型在预测蠕变疲劳寿命方面展现出良好适用性。

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

通讯作者：崔海涛，张宏建