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1、研究Research航空发动机材料寿命问题探讨DiscussiononLifePredictionofGasTurbineMaterials吴犀甲/加拿大国家研究院摘 要:归纳了航空发动机材料的变形损伤机理，强调了变形物理机制模型在部件设计和全寿命预测管理方面的应用。关键词：疲劳；蠕变；变形机制；寿命预测Keywords：fatigue；creep；deformationmechanism；lifeprediction.0引言材料／制造／组是受实验条件的局限性，通常只能通航空发动机既要有高性能（大装／设计
2、等缺欠疲劳过材料试验评估简单加载条件下的性推力，低油耗，低排放）又要有耐久能，如单向拉伸、等幅疲劳和常载荷外物损伤蠕变高温蠕变。而发动机部件在使用过程性。这要求在设计过程中认真考虑发应力破裂腐蚀动机工作条件与部件材料承受能力的中的温度变化和加载路径相当复杂，控制故障关系。设计人员在设计中使用合适的导致过温过速会引起疲劳和蠕变在热力交变的条件计算分析方法和准确的热力学边界下相互作用，导致复杂多样的破坏机图1 发动机部件的各种失效原因条件估算温度和应力，然后用经验关制，严重影响使用寿命。系或安全系数对结果加以
3、修正以确定和设计有关[1]。因此，在现代先进发动机设计过部件的使用寿命。这些“理论”计算现实中的材料性能依化学成分程中需要引用材料本构－损伤模型对值将在设计中成为衡量材料性能的标和制造工艺变化万千。一般要求是部件材料在使用过程（包括瞬态和稳杆。随着推力增大和节省燃油的要求99%同种材料样品在同等温度条件下态）的表现行为进行实时分析，以确增高，发动机燃烧温度必须增高，因达到设计强度。这要求在选择材料定其满足寿命要求。在力学上，基此发动机材料要承受更高温度和更高时，容许一定的成分和处理工艺的不本可以认为材料是
4、均匀连续介质。但应力，同时还要忍受环境腐蚀和外物确定性，需要对材料进行成千上万次材料的本构－损伤模型实质上是多尺损伤。图1显示了发动机部件的各种失测试，确定其性能的统计分布，然后度物理问题，因为损伤起始于（纳米效原因所占的比重，其中79%与材料按一定的可信度选定合适的材料。但级）晶格位错和非匀质界面，活动于雷达技术[M].北京:电子工业出版社,[5]胡梦中,宋铮,等.一种新的雷达,2005,27(12)：45-48.2006.低副瓣多波束形成方法[J].现代雷作者简介[3]龙宁,张凤荔.基于FFT的数字达
5、,2007,29(10)：71-74.董晔，工程师，研究方向为雷达多波束测向算法研究[J].电子科技大学[6]黄玉学,李其福,桑微.数字多系统仿真与算法设计。学报,2005,34(1)：16-18．波束技术信号处理算法研究[J].无线电李晓明，博士，工程师，研究方[4]顾敏剑.多波束比幅测向系统工程,2006,36(7)：18-19,52.向为阵列信号处理。精度分析[J].舰船电子对抗,2007,30(3)：[7]程进,傅有光,王峰.高速实时李瑞，工程师，研究方向为雷达70-73.数字多波束形成系统实现方
6、法[J].现代系统、信号处理。442012/2航空科学技术AERONAUTICALSCIENCE&TECHNOLOGY研究Research（微米级）微观组织结构而彰显效果现象由晶界滑移主导，三期蠕变破裂点于宏观，如导致裂纹萌生和扩展。合由晶内位错增殖和攀滑主导，而适的材料模型应考虑如上所述诸多金二期蠕变则包含了前两者的稳[2]εIIIIII相元素和物理变形机制，方可通过具定贡献。特别地，如在涡轮盘体的金相组织分布（与制造和热处理材料中，晶界滑移沿晶界析出相蠕变应变量，k工艺参数紧密相关）评估材料的性能产生
7、一系列微裂纹。当晶界滑移统计分布，以确定合适的强度值达到达到一临界值时，就产生沿晶蠕设计要求。相对于传统的大量试件测变断裂。这种情况的蠕变断裂韧时间，t试加经验修正，这无疑是一种省时省性很小。如果条件容许晶内位错图2 蠕变曲线。力的办法，同时也是发动机全数字化运动占主导，则大致导致穿晶断变形机制图全寿命设计的重要一环，不仅影响部裂，这种情况的蠕变韧性比较1件的最佳设计，其结果更关乎发动机大。如此引入以上物理机制的蠕塑性位错滑移0.8后期的维修和适航安全性。变模型就不仅可以描述蠕变变形位错攀移0.6为了构建
8、通用的材料本构－损曲线，还能够根据晶界滑移临界晶界滑移弹性伤－寿命模型框架，有必要简略回顾材值和晶体韧性的双重准则判断蠕0.4料的基本非线性变形机制，并考虑它们变寿命和断裂模态。拉伸强度归一化应力0.2在蠕变和疲劳过程中的损伤作用。依据变形动力学的原理，总0应变应为弹性、塑性和蠕变的总020040060080010001200温度，℃1基本变形机理和：1）疲劳σ图3 某涡轮盘材料变形机制图。ε=+εp+εv（1a）在微观结构和
