● 摘要
涡轮前温度的不断提高是航空发动机更新换代的主要标志之一。随着热障涂层以及定向结晶等技术在热端部件的广泛应用，针对复杂异质材料结构分析方法的建立与破坏研究成为亟待解决的问题。本文针对三维定向结晶涡轮导向叶片涂层结构在工作过程中出现的剥落失效现象，着重从整个结构体系的变形分析方法、涂层失效机理、界面破坏及热疲劳寿命预测方法等几方面进行分析和探讨。建立了陶瓷层材料先进的应力应变分析方法，理论模型能够体现材料的拉压不对称、应变率相关以及静水应力相关等特性。详细阐述了材料非线性问题与几何非线性问题相互耦合的有限元分析方法。建立了基体合金先进的应力应变分析方法，理论模型能够体现定向结晶材料的方向相关、蠕变、循环硬化/软化以及平均应力松弛等特性。重点对四阶张量 的简化方法以及模型参数的获取方法进行了研究。将上述两种粘塑性本构模型通过用户子程序UMAT与ABAQUS软件进行了结合，为准确开展涡轮导向叶片涂层结构的应力应变分析打下了基础。开展了等离子涂层构件热疲劳实验研究，圆管构件表面涂层表现出隆起、屈曲和大面积剥落的失效模式，在涂层表面没有观察到可见裂纹及龟裂现象。简要分析了对失效起主导作用的应力状态。获得了建立涡轮导向叶片涂层结构寿命预测模型的实验数据。开展了等离子涂层高温氧化实验研究，获得了涂层界面形貌特征以及氧化动力学规律。采用有限元法对等离子涂层构件的热疲劳进行数值模拟，建立了基于细观尺度的有限元分析模型，详细分析了涂层界面附近陶瓷层内部，以及不同厚度氧化层内部的应力场。计算结果表明，当氧化层厚度为2μm时，在陶瓷层波峰位置容易萌生法向应力主导的Ⅰ型横向裂纹，在余弦型界面中部偏上位置容易萌生剪切应力主导的Ⅱ型横向裂纹；氧化层厚度变为8μm时，陶瓷层内部法向应力对于裂纹的扩展起主导作用，而剪切应力对于裂纹扩展不起作用；不同厚度氧化层内部均存在较高的Mises等效应力，从而形成较高的应变能密度，将引起氧化层中裂纹扩展与接合现象的发生。综合有限元计算结果，从理论分析角度给出了等离子涂层内部裂纹的形成过程及机理。基于界面损伤力学思想，提出了三结点界面单元的概念，将改进的界面单元与ABAQUS软件进行了结合，对等离子涂层典型界面的损伤与破坏进行了数值模拟。计算结果表明，等离子涂层界面单元结点间位移出现不连续现象，体现了裂纹的逐渐张开过程；界面损伤随热循环次数的增加而增加，其中第一个循环造成的损伤最大；波峰处是界面断裂的危险位置，法向分离起主导作用；等离子涂层粗糙界面承受法向拉伸载荷的能力较平直界面显著增加。改进的界面单元能够体现界面法线方向变化的特点，将其用来模拟异质材料复杂形状界面的损伤与破坏是可行的，结果是合理的。针对三维涡轮导向叶片涂层结构开展了热疲劳分析与寿命预测工作。计算分析表明，热障涂层有效降低了叶片基体材料温度，稳态时在前缘和尾缘温度最高点位置，涂层隔热效果分别为70℃和36℃；在最低温度时刻，叶片表面涂层沿叶高方向承受压应力作用。宏、细观有限元计算结果之间的转换关系能够体现模型尺度效应的影响。建立了可以体现氧化损伤与热疲劳损伤耦合效应的寿命预测模型，结合带涂层圆管构件热疲劳寿命实验数据，获得了模型参数，涂层热疲劳寿命的实验值与预测值基本处于 倍分散带之间。提出了基于等效系数的方法，该方法虽然具有一定的近似性，但却是目前预测涡轮导向叶片涂层结构热疲劳寿命的必要途径。与前缘相比，叶片尾缘考核点处涂层热循环寿命较短。本文寿命预测结果是较为合理的，方法是可行的。