● 摘要
由于结构和服役条件的极端复杂性，单晶空心气冷涡轮转子叶片寿命设计涉及的很多问题，特别是热机械疲劳（TMF）问题，尚未得到清晰理解和有效解决，成为制约军、民先进航空发动机研制的瓶颈难题。单晶空心气冷涡轮转子叶片工作在复杂交变的温度-力-化学多场耦合载荷/环境下，热机械疲劳是其主要失效模式。针对此问题，本文展开相关研究工作，围绕单晶涡轮叶片TMF试验，结合单晶变形、损伤理论及数值模拟，建立一套单晶涡轮叶片TMF寿命评估方法，以支持我国先进航空发动机研制。
首先，系统研究并提出了单晶空心气冷涡轮转子叶片TMF试验方法。设计了涡轮叶片专用夹具和双管分半式感应线圈，实现了涡轮叶片考核截面应力场和温度场的模拟。气冷子系统和控制子系统联动，实现了涡轮叶片内外冷却气流以及考核截面上应力和温度变化过程的准确控制。建立了由加载、加热、气冷、水冷和控制等5个子系统组成的空心气冷涡轮叶片TMF试验系统，完成了某型单晶涡轮叶片TMF试验，确定了裂纹萌生部位位于考核截面叶背尾缘的扰流柱倒角处。
接着，考虑单晶涡轮叶片变形的粘塑性和正交各向异性特征，选取并在Marc中实现了基于滑移系的Walker粘塑性本构模型，提出了一种采用蠕变曲线与应力-应变曲线相结合的材料常数获取方法，并用DD6单晶材料进行了验证。为进行单晶涡轮叶片TMF寿命预测，建立了基于临界平面的循环损伤累积（CDA）模型。该模型以滑移剪应变最大的滑移系作为临界滑移系，采用临界滑移系上的最大Schmid应力、最大滑移剪应变率、循环Schmid应力比以及滑移剪应变范围等细观参量作为损伤参量，能够很好的反映单晶高温疲劳破坏的细观特征和疲劳损伤的晶体取向相关性，并可虑及本构模型的计算误差对寿命预测的影响，用该模型预测DD6试件高温疲劳寿命，精度在3倍分散带内。
最后，利用本文发展的单晶本构模型和寿命模型，完成了单晶涡轮叶片TMF试验的数值模拟。结果表明，叶片的理论危险点位于考核截面尾缘的扰流柱倒角处，与试验结果一致，且其计算寿命落在试验寿命的3倍分散带内。论文进一步考察了试验过程中可能出现的温度循环超前/滞后以及晶体取向偏角对单晶涡轮叶片TMF寿命的影响。研究显示，在一定范围内（≤10s），循环加载段温度超前于机械载荷对叶片TMF寿命影响不大，而温度滞后则会引起寿命的明显增加；对于晶体取向合格的叶片，由于择优取向[001]的偏角所引起的叶片TMF寿命变化不大，而非择优取向[100]和[010]的偏角则会引起寿命的明显下降。