题目：镍基高温合金热机械疲劳行为研究

现代高性能航空发动机涡轮部件的进口温度不断提高，使得转子叶片的工作环境更加恶劣。为了降低叶片金属温度，全三维冷却设计和先进隔热技术得到了广泛应用，由此使得空心涡轮叶片上存在大量薄壁、气膜孔等特征以及隔热涂层等功能材料。与此同时，发动机总体设计要求和安排，使得高温部件的结构设计越来越紧凑，从而在涡轮叶片较小的尺寸范围内形成很高的温度梯度和应力梯度。此外，在启动-停车或其它油门杆操作下，叶片上复杂的温度和应力场还表现出瞬态效应，产生热机械疲劳（Thermal Mechanical Fatigue，TMF）载荷。目前，高温合金在高温度梯度、高应力梯度下热机械疲劳仍然处于国内外疲劳领域内热门课题，也是我国产发动机涡轮叶片设计时需要亟待解决的在材料级别上一个重要工程问题。

由于DZ125定向凝固合金已经广泛应用于我国先进航空发动机，本文以它为研究对象，深入地研究DZ125的TMF行为，包含TMF试验、本构建模、损伤机理和寿命预测等方面，考虑温度、涂层、应力集中等因素的影响，并尝试着对涡轮叶片进行瞬态载荷分析和寿命评估。主要研究工作如下：

第一，完成了DZ125 光棒、涂层和缺口试样的TMF试验。首先，利用InstronTMF试验机，完成对DZ125合金光棒试样在500-1000°C和400-900°C温度条件下、IP和OP的TMF试验。试验结果表明，TMF寿命相对于等温疲劳寿命下降了2-4倍，且在长寿命范围内，OP TMF比IP TMF疲劳寿命短。其次，完成了DZ125带NiCrAlYSi涂层的圆棒试样TMF试验研究，考虑不同温度范围条件、压应变保载等因素。再次，设计了Kt=1.5和Kt=2两种应力集中因子缺口圆棒试样，开展了应力控制的缺口TMF试验。

第二，为了表征定向凝固合金各向异性、循环粘塑性和蠕变等力学行为，发展了Chaboche统一粘塑性本构模型。实现了定向凝固高温合金各向异性复杂力学行为的模拟，综合考虑了温度相关的拉伸、循环应力应变、蠕变等现象，建立了粘塑性损伤统一本构模型，并考虑多物理变量非线性耦合优化机理，识别了材料的本构参数，利用蠕变疲劳和TMF试验结果对本构模型的预测能力进行了验证。

第三，为了揭示TMF损伤机理，利用扫描电子显微镜（Scanning Electron Microscope，SEM）对光棒、涂层和缺口试样的断口和纵向切片进行了微观分析。对于光棒TMF，在试样表面上的氧化尖峰是导致裂纹过早萌生的主要原因，对比两组不同温度条件（500-1000°C，400-900°C）时发现，高温条件下氧化-疲劳交互作用更加严重。对于涂层TMF，涂层中由于循环温度下萌生的裂纹“倾入”到基体内部，从而导致了涂层试样相对于光棒试样寿命有所下降。对于缺口试样，裂纹萌生位置位于最大主应力处，裂纹沿着最大主应力垂直的方向扩展。

第四，针对DZ125光棒和缺口TMF进行了寿命建模。首先，利用传统寿命模型和损伤累积模型分别对DZ125合金光棒TMF寿命进行了建模和预测，比较了若干种寿命评估方法。由于采用Neu-Sehitoglu模型具有较高的预测精度，因而成为一种处理TMF寿命预测的有效方法。其次，提出了一种新的名义应力法，并采用了名义应力法和临界距离理论对缺口TMF进行了寿命预测。

第五，开展了涡轮叶片结构的瞬态应力应变分析工作，得到了涡轮叶片上不同位置的TMF载荷情况，并讨论了涡轮叶片寿命评估方法，完成了对涡轮叶片上某些典型位置的寿命预测。

通过针对DZ125合金的TMF行为研究，本文实现了试验、本构理论、损伤机理和寿命建模等若干重要问题的有效解决，得到了若干重要结论，并最终应用到某涡轮叶片。