● 摘要
航空发动机涡轮叶片恶劣、苛刻的工作环境，使得其在承受高温和机械载荷的共同作用的同时，材料表面还与燃气发生化学或电化学反应，产生氧化和热腐蚀损伤等环境损伤，显著地降低了材料的力学性能。近年来材料环境损伤的研究开始受到人们的重视，但是其中若干重要问题尚未解决，如涡轮叶片材料的环境与疲劳交互损伤机制、环境损伤描述方法、环境损伤相关的疲劳寿命预测及强度设计准则等。有鉴于此，本文以DZ125合金为研究对象，通过试验手段对DZ125合金在氧化和热腐蚀条件下的疲劳行为、破坏失效机制和寿命预测等方面进行深入和系统的研究。
研究了DZ125合金的氧化疲劳和热腐蚀疲劳行为，揭示了氧化和热腐蚀环境中疲劳的损伤机制。氧化环境中疲劳的裂纹萌生机制主要是由于保护性氧化膜不断断裂、汇聚，最终导致宏观裂纹萌生；与氧化环境中相比，热腐蚀环境中的疲劳寿命大大降低，其损伤机制为有效承载面积减少导致名义应力增加和腐蚀层开裂的导致局部应力集中。
分析了涂覆MCrAlY涂层的DZ125合金的氧化疲劳和热腐蚀疲劳行为，揭示了氧化和热腐蚀中涂层合金系统的损伤机制。在氧化环境中，涂层对合金疲劳寿命的影响表现出载荷相关性：在较高的温度或较高的载荷时，涂层容易起裂，涂层对疲劳寿命无影响；在较低的温度且较低的载荷时，涂覆涂层试样的疲劳断裂起源于内部铸造缺陷处，涂层对疲劳寿命有利；热腐蚀环境中，涂层为基体合金提供了明显的保护，延长了合金的疲劳寿命。
设计和组建了燃烧试验平台，分别开展了大气环境和燃气环境中预氧化和预热腐蚀暴露后的疲劳性能试验研究。大气环境和燃气环境中预氧化疲劳寿命差异不大，而燃气环境中预热腐蚀对疲劳寿命的弱化作用更明显；预氧化时间超过25h后，合金疲劳寿命不再随着预氧化损伤时间的增长而降低，而随着预热腐蚀处理时间的增加，疲劳寿命几乎呈线性降低；预氧化和预热腐蚀导致表面微观组织的退化，使得试样有效面积减少和表层的过早开裂；MCrAlY涂层对预氧化和预热腐蚀起到起到一定的保护作用，涂层开裂是涂层失去保护性的主要原因。
提出了无载荷和循环载荷作用下的氧化和热腐蚀描述方法。借鉴厚度法和增/失重法，提出了无载荷高温热腐蚀损伤描述方法；选择高温氧化和高温热腐蚀对合金表面损伤程度，确定出循环载荷作用下的DZ125合金高温氧化和高温热腐蚀损伤表征方法；借助Arrhenius经验公式，确定出DZ125合金氧化和热腐蚀速度常数与温度的定量关系。
建立了氧化和热腐蚀损伤演化方程，结合Chaboche疲劳损伤理论，实现了DZ125合金预暴露疲劳寿命和热腐蚀疲劳寿命预测；讨论了环境损伤在工程应用中若干考虑。