鎳基單晶冷卻葉片高溫持久性的理論與試驗研究①

孫偉康，徐元銘，胡春燕，劉曼卿，劉新靈

(1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院 ，北京 100191 ；2.中航工業(yè)北京航空材料研究院，北京 100095)

鎳基單晶冷卻葉片高溫持久性的理論與試驗研究①

孫偉康1，徐元銘1，胡春燕2，劉曼卿1，劉新靈2

(1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院 ，北京 100191 ；2.中航工業(yè)北京航空材料研究院，北京 100095)

采用含有0～4排氣膜孔的薄壁平板試樣模擬鎳基單晶冷卻葉片，研究了氣膜孔排布對鎳基單晶冷卻葉片高溫持久性的影響，并基于晶體塑性理論建立單晶材料蠕變數(shù)值計算模型，將其編入Abaqus用戶子程序中，對不同氣膜孔排布的薄壁平板試件進行有限元分析。試驗結果表明，在氣膜孔數(shù)相同的情況下，隨著氣膜孔排數(shù)的逐漸增多，冷卻葉片高溫持久壽命不斷降低，且下降趨勢逐漸加劇。文中提出了基于有限元數(shù)據(jù)的高溫持久壽命預測冪函數(shù)模型，在對應孔排布、應力、溫度條件下，其相對誤差均小于3%，有限元分析得到的應力場分布結果與試樣的斷口形貌相吻合。

氣膜孔分布；鎳基單晶冷卻葉片；DD6；薄壁平板試樣；持久壽命

0 引言

鎳基單晶高溫合金以其優(yōu)越的高溫抗蠕變、疲勞、氧化等綜合性能，被廣泛用于渦輪發(fā)動機葉片及其他熱端部件上[1-3]。隨著航空發(fā)動機向更高渦輪進口溫度方向發(fā)展，在渦輪葉片表面設計密布氣膜孔的氣膜孔冷卻技術成為一種大膽有效的嘗試。然而，氣膜孔的存在破壞了葉片的幾何完整性，導致孔周由于應力集中而處于多軸高應力狀態(tài)，這對冷卻葉片乃至發(fā)動機的使用壽命均產生較大的不良影響。因此，對含氣膜孔的單晶高溫葉片進行力學性能尤其是蠕變性能研究，具有較重要的工程意義。對于鎳基單晶合金的高溫蠕變性能，國內外已有相關研究。Hou[4]等從單晶冷卻葉片中取出一個含氣膜孔的單胞模型，并進行蠕變及持久壽命分析。結果表明，氣膜孔附近存在溫度梯度，其對持久壽命有較大影響。Ai[5]等研究了[001]取向DD6在950 ℃/377 MPa條件下的蠕變性能，并與無孔試樣相比較。研究表明，無孔薄壁平板試樣的高溫持久壽命是帶孔試樣的2倍。Zhang[6]等研究了900 ℃/500 MPa和1000 ℃/300 MPa條件下，[001]、[011]、[111]3種取向DD6的蠕變性能，發(fā)現(xiàn)隨著溫度升高，材料各向異性降低，DD6蠕變性能有明顯的晶體取向相關性。 Li[7]等研究了900 ℃條件下，不同孔間距DD6鎳基單晶氣膜孔的彈塑性行為。研究表明，多排孔間存在著明顯的應力干涉。Li[8]等研究了氣膜孔布局對前緣氣膜冷卻效率的影響，發(fā)現(xiàn)隨著孔間距的增加，徑向平均冷卻效率不斷降低。

本文從氣膜孔的分布對渦輪葉片高溫蠕變持久性能的影響這一角度出發(fā)，對DD6單晶高溫冷卻平板試件進行了持久試驗。之后，基于晶體塑性理論，編寫了ABAQUS用戶材料子程序，提出了基于有限元仿真數(shù)據(jù)的持久壽命預測模型。最后，將數(shù)值仿真結果與試樣斷口形貌進行了比較。

1 持久試驗

1.1 材料

試驗采用的DD6鎳基單晶高溫合金，根據(jù)Q/6S 1678—2001材料技術標準制成，晶體取向為[001]取向，控制軸向偏角在10°以內。其主要化學成分(質量百分數(shù))如下[10]：Cr為3.8%～4.8%，Co為8.5%～9.5%，W為7.0%～9.0%，Ta 為6.0%～8.5%，Mo為1.5%～2.5%，Al為5.2%～6.2%，Re為1.6%～2.4%，F(xiàn)e為0%～0.30%，Nb為0%～1.2%，其余為Ni。熱處理制度為1290 ℃，1 h；1300 ℃，2 h；1315 ℃，4 h，空冷；1120 ℃，空冷；870 ℃，32 h，空冷。所有試樣的制備由北京航空材料研究院完成。氣膜孔的打孔方式為電液束打孔。

1.2 試樣

根據(jù)鎳基單晶冷卻葉片的結構特點，為了模擬不同的氣膜孔分布形式，設計了4種不同氣膜孔分布形式的平板試樣，如圖1所示。試樣總長為46 mm，拉伸段長10 mm，寬3 mm，厚1.5 mm，各種試樣的氣膜孔尺寸(mm)和幾何分布見圖2。本次試驗溫度為980 ℃，名義應力為300 MPa。為使各種試樣最大名義應力恒為300 MPa，根據(jù)試樣幾何尺寸，在實際加載時對不含孔試樣加載為75 MPa，一排孔試樣加載為67.5 MPa，兩排孔、三排孔、四排孔試樣加載均為60 MPa。持久試驗在持久試驗機上完成，施加單向拉伸載荷直至試樣斷裂破壞。

1.3 結果

利用DD6 單晶高溫合金[001]取向的持久板形試樣，在980 ℃/300 MPa下開展高溫持久試驗，試驗結果見表1。

表1 DD6單晶合金試樣高溫持久壽命測試結果

一般認為，持久壽命服從對數(shù)正態(tài)分布，其分布參數(shù)的估計值為

(1)

(2)

(3)

(4)

表2 持久試驗結果置信檢驗

根據(jù)表1中的試驗結果，利用上面介紹的置信度分析方法進行分析，結果如表2所示。從表2可看出，除了一排孔試樣由于試驗數(shù)據(jù)離散性較大可信度較低外，大部分試驗結果在偏差樣本均值5%的置信區(qū)間范圍內較為可信。

1.4 分析討論

由表1和表2可知，載荷同為60 MPa，但二、三、四排孔試樣高溫持久壽命卻逐漸降低?？梢?，在孔數(shù)相同的情況下，孔排數(shù)越多，單晶合金持久試樣壽命越低，且降低幅度隨著孔排數(shù)增加而增加。而一、二排孔試樣比無孔試樣壽命稍高，可能有2個原因：其一，對于一、二排孔試樣和無孔試樣，載荷分別為67.5、60、75 MPa，即一、二排孔試樣和無孔試樣除了孔截面處名義應力相同，均為300 MPa外，無孔截面處的名義應力則分別為270、240、300 MPa。由蠕變速率與蠕變應力水平的冪函數(shù)關系可知，這可能導致無孔截面蠕變速率較低，從而延長了試樣的蠕變壽命；其二，可能是因為在只有一排孔和兩排孔時，出現(xiàn)了應力松弛的情況，在單晶材料的應力與應變上產生了利于提高材料蠕變壽命的變化，這與Lukas P[9]等人的研究結果是一致的。但總體上看，在[001]取向偏離主軸10°以內以及980 ℃/300 MPa載荷情況下的DD6單晶高溫合金的持久壽命隨著孔排數(shù)的增加而減少。Ai[5]等的研究結果表明，帶孔試樣的蠕變壽命遠低于不帶孔的試樣，支持了這一推斷。

2 理論分析

2.1 理論模型

本文的蠕變本構模型采用Norton蠕變模型的推廣形式，蠕變模型見式(5)：

(5)

將其編入Abaqus的用戶材料子程序中，進行冷卻葉片模擬試樣的蠕變分析。

2.2 有限元分析

以一排孔為例，整體網(wǎng)格及孔周網(wǎng)格如圖3所示，其他試樣的網(wǎng)格圖與一排孔類似。

材料采用DD6單晶材料，部分材料參數(shù)可在手冊[10]中查得，DD6鎳基單晶合金為正交各向異性材料，在980℃時，E[001]=80.5 GPa，E[110]=145 GPa，E[111]=217.5 GPa，泊松比μ=0.390。G的取值該手冊沒有，根據(jù)如下經驗公式[11]：

(6)

以及

(7)

可得，G≈91 GPa。

由上面材料參數(shù)可創(chuàng)建材料截面屬性并將其賦予部件，并設置3個晶體取向[001]、[010]和[100]分別于x、y和z軸一致。邊界條件為一端固支，一端單向拉伸。載荷大小與試驗一致。由于打孔不對稱，施加端部均載時會產生等效附加彎矩，從而使試件彎曲，不符合實際試驗狀況。因此約束拉伸端Y方向位移自由度。對5種不同氣膜孔排布的試樣進行計算，通過對軟件的設置，主要給出了工段的應力場分布情況，結果如圖4所示。

同時，基于有限元計算，可得到多組對應于不同孔分布的冷卻葉片模擬試樣的最大分切應力和持久壽命數(shù)據(jù)，如表3所示。

2.3 壽命預測

工程上，常用基于分切應力的壽命預測方法，認為單晶的持久壽命與分切應力成冪函數(shù)關系[13]，即

(8)

式中B和N為系數(shù)；tf為持久壽命；τmax為最大分切應力。

為了進行擬合，將式(8)兩邊取對數(shù)，變?yōu)?/p>

(9)

根據(jù)表3中結果，擬合可得十二面體的滑移系參數(shù)N和B的值，見表4，進而可得到不同孔分布試樣的預測壽命，如表5所示。

由表5可知，預測壽命誤差不超過3%。由此可見，對于特定氣膜孔分布的拉伸試樣，用基于有限元仿真數(shù)據(jù)的工程經驗公式能取得較好的精度。

壽命最大分切應力無孔1排孔2排孔3排孔4排孔60142.486177.240158.083159.420179.49680142.432176.169156.964158.198178.179100142.380175.235155.995157.091176.986120142.332174.360155.095156.156175.889

表4 擬合得到的工程經驗公式參數(shù)

表5 持久壽命預測結果

2.4 斷口分析

對5種試樣進行高溫持久性試驗，試樣斷裂破壞后形貌如圖5所示。

通過對圖4及圖5的對比分析可發(fā)現(xiàn)，試驗得到的試樣斷口位置與有限元分析得到的最大應力點位置基本相吻合。4種帶孔試樣斷裂時斷口位置情況對比如表6所示。

事實上，不僅試驗結果與有限元分析結果斷裂位置幾乎一致，斷裂時截面破壞形狀與有限元應力場分布結果也高度一致。試樣斷口與有限元應力場對比如圖6所示。

表6 有限元分析斷裂位置與試驗對比

(c)兩排孔試樣斷裂位置 (d)三排孔試樣斷裂位置 (e)四排孔試樣斷裂位置

圖5 持久試驗結果圖

Fig.5 Result graphs of stress rupture experiment

3 結論

(1)在氣膜孔數(shù)相同的情況下，隨著氣膜孔排數(shù)的逐漸增多，DD6平板試樣的高溫持久性能逐漸降低，且下降趨勢逐漸加劇。

(2)基于有限元數(shù)據(jù)，將高溫持久壽命與十二面體滑移系最大分切應力表達成冪函數(shù)關系，蠕變試驗結果表明，此預測模型在該應力、溫度和對應氣膜孔分布條件下具有良好精度。

(3)有限元模擬結果表明，不僅斷裂位置試驗結果與有限元分析結果幾乎一致，斷裂時截面破壞形狀與有限元應力場分布結果也高度一致。

(4)有限元計算與試驗同時表明，對本研究的氣膜孔排布方式，在單向拉伸情況下，第二列氣膜孔處最為危險，此處應力集中較為嚴重，平均應力較大，最易產生裂紋，并發(fā)生擴展斷裂。

[1] 師昌緒,仲增墉.我國高溫合金的發(fā)展與創(chuàng)新[J].金屬學報,2010,46(11):1281-1288.

[2] 董志國,王鳴,李曉欣,等.航空發(fā)動機渦輪葉片材料的應用與發(fā)展[J].鋼鐵研究學報, 2011,23(2):455-457.

[3] 周永軍,王瑞丹.鎳基超合金的發(fā)展和研究現(xiàn)狀[J].沈陽航空工業(yè)學院學報,2006,23(1):35-37.

[4] 侯乃先,虞跨海,岳珠峰.單晶冷卻葉片氣膜孔附近的蠕變持久壽命分析[J].稀有金屬材料與工程,2008,37(4):625-628.

[5] 艾興,高行山,溫志勛,等.DD6鎳單晶合金氣膜孔薄壁平板高溫蠕變性能[J].航空動力學報,2014,29(5):1197-1204.

[6] 張中奎,王佰智,劉大順,等.DD6 單晶合金蠕變性能及斷裂機理[J].材料科學與工程學報,2012,30(3):375-379.

[7] 李磊,侯乃先,敖良波,等.不同孔間距下鎳基單晶葉片氣膜孔彈塑性行為研究[J].稀有金屬材料與工程,2013,42(3):519-523.

[8] 李廣超,朱惠人,白江濤,等.氣膜孔布局對前緣氣膜冷卻效率影響的實驗[J].推進技術,2008,29(2):153-157.

[9] Lukas P,Preclik P,Cadek J.Notch effects on creep behavior of CMSX-4 superalloy single crystals[J].Materials Science and Engineering A,2001,298:84-89.

[10] 《航空發(fā)動機設計材料使用手冊》編委會.航空發(fā)動機設計材料使用手冊(第二冊)[M].北京:航空工業(yè)出版社,2010.

[11] 成曉鳴,楊治國.單晶合金彈性模量及剪切模量的測量與計算[C]// 中國航空學會第九屆航空發(fā)動機結構強度振動學術會議,1998.

[12] 莊茁.基于ABAQUS的有限元分析和應用[M].北京:清華大學出版社,2009.

[13] 岳珠峰,于慶民,溫志勛,等.鎳基單晶渦輪葉片結構強度設計[M].北京:科學出版社,2008.

(編輯：薛永利)

Theory and experiment study on stress rupture properties of nickel-based single crystal cooling blades

SUN Wei-kang1，XU Yuan-ming1，HU Chun-yan2，LIU Man-qing，LIU Xin-ling2

(1.School of Aeronautics Science and Engineering, Beihang University，Beijing 100191，China；2.AVIC Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095, China)

Thin-walled plate specimens with 0～4 rows of film cooling holes were used to simulate the air-cooled turbine blades.The effect of holes distribution on the lifetime until the stress rupture of nickel-based single crystal cooling blades was studied.Based on the crystal plasticity theory,a creep numerical model for single crystal materials was established,which was implemented into the Abaqus user subroutine.Finite element analysis(FEA)was carried out for specimens with different distribution forms of cooling holes.Experimental results show that with the same number of holes on DD6 specimens,the more rows of the holes are,the shorter stress rupture lifetime specimens it has.Moreover,with the increase of rows number,the descending of creep properties gradually accelerates.Power function models based on FEA data were developed to predict the creep life of the samples with a certain amount of cooling holes under predetermined temperature and loading conditions.The fractional errors of the results are all within 3%.Stress distribution results obtained by FEA coincide with the fracture position and the shape of samples after experiments.

film cooling holes distribution；nickel-based single crystal cooling blades；DD6；thin-walled plate specimens；stress rupture lifetime

lg(tf)=Nlg(τmax)+lg(B)

2016-03-23；

2016-07-22。

航空科學基金(KZ43150734)；中航工業(yè)航材院創(chuàng)新基金(KJSJ140739)；航空基金(2014ZE21009)。

孫偉康(1992—)，男，碩士生，研究方向飛行器結構設計。E-mail： sunweikang@buaa.edu.cn

V252

A

1006-2793(2017)04-0488-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.04.016