循環(huán)熱機(jī)載荷作用下航空渦輪盤蠕變疲勞壽命預(yù)測

陳克明，田若洲，郭素娟,*，王潤梓，張成成，陳浩峰，張顯程，涂善東

1. 華東理工大學(xué) 承壓系統(tǒng)與安全教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200237

2. 中國航發(fā)商用發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司，上海 201100

作為典型的航空發(fā)動機(jī)熱端部件，渦輪盤長期處在高溫、高壓、高載荷的服役條件下，承受復(fù)雜的熱機(jī)載荷。飛機(jī)穩(wěn)態(tài)巡航過程中，其將持續(xù)承受渦輪盤自身離心力和葉片接觸載荷，伴隨達(dá)到材料蠕變溫度范圍的溫度場；而伴隨飛機(jī)起/降過程，其又將承受交變機(jī)械載荷和熱應(yīng)力作用，引起蠕變-疲勞損傷。蠕變-疲勞失效是渦輪盤的主要失效模式之一。由于真實(shí)渦輪盤的蠕變-疲勞試驗(yàn)不僅非常昂貴也非常難以實(shí)現(xiàn)，因此選取和建立合理的蠕變-疲勞壽命模型，進(jìn)行適用于結(jié)構(gòu)的修正和拓展，結(jié)合合理本構(gòu)模型，建立穩(wěn)定的數(shù)值算法和流程，實(shí)現(xiàn)對渦輪盤蠕變-疲勞壽命的合理預(yù)測和設(shè)計(jì)，是目前國內(nèi)外學(xué)術(shù)界和工程界亟待解決的難點(diǎn)和熱點(diǎn)問題。

航空渦輪盤蠕變-疲勞載荷下準(zhǔn)確的壽命預(yù)測，依賴于精準(zhǔn)的蠕變-疲勞壽命模型。近年來，國內(nèi)外的研究者們分別從宏觀和微觀的角度出發(fā)，發(fā)展了眾多針對高溫材料的蠕變-疲勞模型。微觀模型雖然可以較好地反映材料在蠕變-疲勞載荷下的失效機(jī)理，但由于其涉及較多微觀參數(shù)而不適用于大型熱端部件。基于宏觀損傷參量的宏觀唯像壽命模型，由于其相關(guān)參數(shù)可以直接或間接地與材料的宏觀應(yīng)力、應(yīng)變場關(guān)聯(lián)，因而更加適用于對實(shí)際高溫部件的蠕變-疲勞壽命預(yù)測。已有宏觀唯像蠕變-疲勞壽命模型大都基于Manson-Coffin方程或線性累積(Linear Damage Summation,LDS)等準(zhǔn)則建立?；贚DS方法建立的蠕變-疲勞壽命模型由于所需參數(shù)少，可操作性強(qiáng)，同時(shí)能更好地滿足結(jié)構(gòu)健康管理技術(shù)中對剩余壽命的評估而被很多現(xiàn)行標(biāo)準(zhǔn)廣泛采納。該類模型進(jìn)行蠕變-疲勞壽命預(yù)測時(shí)，其疲勞損傷主要通過材料的純疲勞曲線，根據(jù)循環(huán)分?jǐn)?shù)的概念獲得；蠕變損傷則可采用基于應(yīng)力的時(shí)間分?jǐn)?shù)法、基于應(yīng)變的延性耗竭法或應(yīng)變能密度耗竭法獲得。其中，應(yīng)變能密度耗竭法(Strain Energy Density Exhaustion)在應(yīng)力和應(yīng)變控制的蠕變-疲勞條件下顯示了其壽命預(yù)測的準(zhǔn)確性和穩(wěn)健性。近期，Wang等在應(yīng)變能密度耗竭模型的中考慮平均應(yīng)力效應(yīng)，納入反映應(yīng)力松弛的經(jīng)驗(yàn)公式，提出MSEDE(Modified Strain Energy Density Exhaustion)模型，實(shí)現(xiàn)了對鎳基合金GH4169蠕變-疲勞壽命的高精度預(yù)測。然而，該模型基于對材料的單軸蠕變-疲勞試驗(yàn)提出，雖然在文獻(xiàn)[8]中基于逐周次的概念合理預(yù)測了缺口試樣的蠕變疲勞壽命，但是其對處在不均勻、變化溫度場下，承受熱機(jī)蠕變-疲勞載荷的真實(shí)高溫部件，如航空渦輪盤的適用性還需進(jìn)一步拓展和驗(yàn)證。此外，已有蠕變-疲勞壽命預(yù)測模型，大都基于材料對稱加載情況下的蠕變、疲勞行為建立，雖然有的模型在一定程度上考慮了平均應(yīng)力效應(yīng)和加載歷史，但是對于真實(shí)結(jié)構(gòu)的啟-停循環(huán)載荷譜引起的平均應(yīng)力效應(yīng)和真實(shí)結(jié)構(gòu)中特有的介于應(yīng)力、應(yīng)變之間的控制模式所引起的彈性跟隨效應(yīng)還未予以充分考慮。

針對上述研究背景和現(xiàn)狀，本文以某型低壓渦輪盤為研究對象，發(fā)展和建立了模擬渦輪盤穩(wěn)態(tài)服役蠕變-疲勞行為的數(shù)值流程和算法，實(shí)現(xiàn)了對渦輪盤的蠕變疲勞壽命的合理預(yù)測。該數(shù)值流程基于渦輪盤穩(wěn)態(tài)服役的溫度場，考慮循環(huán)熱-機(jī)載荷譜，選用了納入Chaboche隨動硬化演化方程的彈塑本構(gòu)模型和應(yīng)變強(qiáng)化蠕變本構(gòu)模型。同時(shí)，選取基于臨界平面法由SWT (Smith-Watson-Topper)模型修正的MGSA (Modified Generalized Strain Amplitude)損傷方程。MGSA損傷方程中顯含最大應(yīng)力和應(yīng)變幅值等關(guān)鍵參量，因而實(shí)現(xiàn)了對基于應(yīng)變能密度耗竭理論的MSEDE蠕變損傷模型的針對真實(shí)結(jié)構(gòu)的擴(kuò)展。最終，本文討論了渦輪盤不同區(qū)域的蠕變損傷、疲勞損傷和蠕變+疲勞損傷的分布和主導(dǎo)情況，同時(shí)分析了單次巡航時(shí)間對渦輪盤蠕變-疲勞損傷的影響。研究成果將為航空發(fā)動機(jī)關(guān)鍵部件長壽命、高可靠設(shè)計(jì)提供重要參考。

1 蠕變-疲勞壽命預(yù)測的數(shù)值流程及模型

以對渦輪盤進(jìn)行蠕變-疲勞壽命預(yù)測為目標(biāo)，本文建立了圖1所示數(shù)值流程。該數(shù)值流程基于對渦輪盤穩(wěn)態(tài)周次的蠕變-疲勞行為進(jìn)行相關(guān)的壽命預(yù)測。流程首要任務(wù)是確定渦輪盤三維實(shí)體模型及其對其不同服役溫度的穩(wěn)態(tài)應(yīng)力-應(yīng)變曲線和材料參數(shù)確定。第2項(xiàng)任務(wù)是對渦輪盤在蠕變疲勞載荷作用下穩(wěn)態(tài)周次的服役情況進(jìn)行數(shù)值模擬，獲取整個(gè)周次渦輪盤的整體應(yīng)力-應(yīng)變場及其演化過程。第3項(xiàng)任務(wù)則是提取渦輪盤不同位置的基本信息(即等效應(yīng)力，等效塑性應(yīng)變等)，考慮應(yīng)力三軸度影響因素，獲得渦輪盤最終疲勞和蠕變損傷變量及其分布，進(jìn)而獲得其蠕變-疲勞壽命和分布特征。

圖1 渦輪盤蠕變疲勞壽命預(yù)測數(shù)值流程Fig.1 Numerical procedure for prediction of creep fatigue life of turbine disks

1.1 本構(gòu)模型

本文在模擬渦輪盤在其穩(wěn)定循環(huán)周次的蠕變-疲勞行為時(shí)，采用非統(tǒng)一的蠕變-疲勞本構(gòu)模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)的應(yīng)力-應(yīng)變描述。模型采用ABAQUS自帶的基于Chaboche非線性隨動強(qiáng)化演化律的循環(huán)彈塑性本構(gòu)模型描述起飛和降落(加卸載)過程中渦輪盤的應(yīng)力-應(yīng)變行為，選用應(yīng)變強(qiáng)化的蠕變本構(gòu)模型描述飛機(jī)低空和高空巡航(保載時(shí)間)過程中渦輪盤的蠕變行為。循環(huán)彈塑性本構(gòu)的主控方程如下：

=+

(1)

=:(-)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

非統(tǒng)一的蠕變-疲勞本構(gòu)模型中描述渦輪盤材料蠕變變形行為時(shí)選擇基于應(yīng)變強(qiáng)化的蠕變本構(gòu)模型：

(7)

1.2 蠕變-疲勞損傷模型

本文對渦輪盤蠕變疲勞壽命進(jìn)行分析預(yù)測時(shí)，考慮結(jié)構(gòu)三維應(yīng)力、應(yīng)變狀態(tài)，采用基于臨界平面法的MGSA損傷方程確定積分點(diǎn)的疲勞損傷：

(8)

式中：和分別表示一個(gè)循環(huán)周次內(nèi)的最大剪應(yīng)力和最大正應(yīng)力；Δ2和Δ2分別表示剪切應(yīng)變幅和正應(yīng)變幅；′和′分別表示剪切疲勞強(qiáng)度和剪切延性強(qiáng)度；′為疲勞強(qiáng)度常數(shù)；為疲勞壽命;為剪切模量；和表示2個(gè)關(guān)于疲勞強(qiáng)度和延性的指數(shù)，可通過對材料的疲勞試驗(yàn)獲得。在具體的有限元計(jì)算過程中，將通過對有限元軟件的二次開發(fā)，對渦輪盤上所有的積分點(diǎn)，選出MGSA損傷參量最大的平面，基于最大平面的損傷參量算出相應(yīng)積分點(diǎn)的疲勞壽命。

計(jì)算低壓渦輪盤的蠕變損傷時(shí)，選取MSEDE模型作為初始框架。對于處在復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下的發(fā)動機(jī)渦輪盤，本文對MSEDE模型進(jìn)行進(jìn)一步的修改和擴(kuò)展。一方面，考慮結(jié)構(gòu)的多軸蠕變行為，論文在模型中引入材料發(fā)生多軸蠕變損傷的多軸蠕變延性因子(Multiaxial Ductility Factor，MDF)，以實(shí)現(xiàn)對真實(shí)結(jié)構(gòu)中應(yīng)力三軸度引起的多軸蠕變效應(yīng)及其損傷的合理描述。針對三維渦輪盤結(jié)構(gòu)，多軸蠕變因子最終作為修正系數(shù)添加到應(yīng)變能密度的計(jì)算公式中。另一方面，考慮結(jié)構(gòu)在蠕變-疲勞載荷下的彈性跟隨效應(yīng)，即在載荷保持階段結(jié)構(gòu)的特征位置表現(xiàn)出介于應(yīng)力與應(yīng)變控制之間的混合載荷狀態(tài)，在應(yīng)力發(fā)生松弛的同時(shí)，蠕變應(yīng)變代替彈性應(yīng)變增長，需要在模型中引入反映結(jié)構(gòu)彈性跟隨幅度的彈性跟隨因子。彈性跟隨因子反映彈性跟隨過程中應(yīng)力松弛和蠕變變形同時(shí)發(fā)生的相關(guān)比例，當(dāng)應(yīng)變控制即純松弛發(fā)生時(shí)=1；當(dāng)應(yīng)力控制即純?nèi)渥儼l(fā)生時(shí)=∞；而當(dāng)混合控制情況時(shí)介于1～∞之間，具體示意圖如圖2 所示。

圖2 彈性跟隨因子定義Fig.2 Definition of elastic follow-up factor

綜上，本文最終選取Wen-Tu多軸延性因子和R5中定義的彈性跟隨因子表達(dá)式，對MSEDE模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)擴(kuò)展和修正。多軸延性因子和彈性因子表達(dá)式如式(9)和式(10)所示：

(9)

(10)

(11)

(12)

式中：()為應(yīng)變能密度失效臨界值,為溫度；為蠕變保載時(shí)間;為材料常數(shù)，最終蠕變疲勞預(yù)測總壽命可表示為

(13)

1.3 相關(guān)參數(shù)確定

本文模擬的低壓渦輪盤材料選取鎳基合金(GH4169)，該材料在高溫下具有優(yōu)良的綜合機(jī)械性能。目前國內(nèi)外已有不少研究者對該材料的單軸拉伸、疲勞和蠕變疲勞進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。論文通過查閱相關(guān)文獻(xiàn)和手冊獲取和確定不同溫度下GH4169合金的楊氏模量、熱膨脹系數(shù)、熱傳導(dǎo)率，密度，應(yīng)變強(qiáng)化蠕變模型的參數(shù)′、′、和基于Chaboche非線性隨動強(qiáng)化演化律的循環(huán)彈塑性本構(gòu)模型相關(guān)參數(shù)等信息，最終參數(shù)分別如表1～表4所列。

表1 GH4169不同溫度下的楊氏模量Table 1 Young’s modulus of GH4169 alloy at different temperature

表2 GH4169在不同溫度下的熱性能參數(shù)Table 2 Thermal performance parameter of GH4169 alloy at different temperature

表3 GH4169在不同溫度下的蠕變本構(gòu)參數(shù)Table 3 Creep constitutive parameters of GH4169 alloy at different temperature

表4 不同溫度下GH4169的循環(huán)塑性本構(gòu)參數(shù)Table 4 Cyclic plastic constitutive parameters of GH4169 at different temperature

在650 ℃下，GH4169合金與式(8)～式(13)相匹配的參數(shù)，如表5所列。由于目前國內(nèi)外缺乏對GH4169材料其他溫度的蠕變-疲勞壽命模型相關(guān)的參數(shù)的試驗(yàn)和標(biāo)定工作，為了保守起見，本文的多軸疲勞和蠕變損傷方程針對不同溫度均采用650 ℃時(shí)合金的損傷參數(shù)。需要強(qiáng)調(diào)的是，本文的數(shù)值流程在本構(gòu)模塊和損傷評定模塊都帶有溫度相關(guān)的接口，可以將不同溫度的材料本構(gòu)參數(shù)和損傷參數(shù)考慮進(jìn)來。由于參數(shù)缺乏，同時(shí)考慮650 ℃接近渦輪盤的最高服役溫度，可以涵蓋渦輪盤中最危險(xiǎn)點(diǎn)的損傷情況，因此選取這一個(gè)溫度的參數(shù)。

表5 GH4169用于多軸疲勞和蠕變損傷模型的模型參數(shù)匯總Table 5 Summary of model parameters of GH4169 alloy used in multiaxial fatigue and creep damage models

為了驗(yàn)證本構(gòu)模型和擴(kuò)展后蠕變-疲勞損傷模型的合理性，本部分采用上述參數(shù)，結(jié)合有限元方法，對文獻(xiàn)[8,19]中關(guān)于GH4169材料及單邊缺口構(gòu)件的蠕變-疲勞試驗(yàn)壽命進(jìn)行了預(yù)測和對比，預(yù)測對比結(jié)果如圖3所示?？梢姼鞣N工況下預(yù)測結(jié)果幾乎全部落在±2倍誤差帶中，本文的模型和參數(shù)合理可用。

圖3 蠕變-疲勞壽命模型驗(yàn)證Fig.3 Verification for creep-fatigue life model

2 有限元模型及載荷譜施加

基于第1節(jié)中介紹的材料性能參數(shù)、本構(gòu)和壽命模型參數(shù)，本文采用有限元軟件ABAQUS對某低壓渦輪盤熱機(jī)載荷作用下的蠕變-疲勞行為進(jìn)行有限元模擬，預(yù)測其蠕變-疲勞損傷情況。模擬時(shí)根據(jù)渦輪盤葉片數(shù)量和結(jié)構(gòu)、載荷對稱情況，選取1/72扇區(qū)建立有限元模型，對其施加循環(huán)對稱約束條件并在對應(yīng)位置施加位移約束?？紤]葉片和渦輪盤間為榫接接觸，采用六面體C3D8R單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，最終劃分16 275個(gè)單元，如圖4所示。為了研究渦輪盤運(yùn)行時(shí)發(fā)生蠕變-疲勞損傷的一般性規(guī)律，本文選用圖5所示簡化的蠕變疲勞載荷譜。載荷譜中渦輪盤結(jié)構(gòu)承受的機(jī)械疲勞載荷考慮飛機(jī)啟停過程中渦輪盤交變離心力和葉片離心力引起的榫槽交變接觸載荷，熱疲勞載荷則考慮啟停過程中渦輪盤的交變溫度場。與文獻(xiàn)[23-24]相似，葉片離心力根據(jù)葉片質(zhì)量計(jì)算，以壓力的方式均勻分布在葉片與榫槽轉(zhuǎn)動過程中的接觸面。蠕變保載載荷為渦輪盤穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)的機(jī)械載荷和穩(wěn)態(tài)溫度載荷，保載時(shí)間為,h。由于渦輪盤的重力、運(yùn)行時(shí)氣流等載荷相對很小，在計(jì)算中忽略不計(jì)。圖5載荷譜采用歸一化的表述方式，縱坐標(biāo)分別為某個(gè)時(shí)刻渦輪盤的當(dāng)前轉(zhuǎn)速/穩(wěn)態(tài)服役轉(zhuǎn)速(/)和當(dāng)前溫度/穩(wěn)態(tài)服役溫度(/)。渦輪盤穩(wěn)態(tài)服役時(shí)最大轉(zhuǎn)速為12 936 r/min，溫度場分布如圖6所示。

圖4 渦輪盤分網(wǎng)Fig.4 Turbine disk split network

圖5 渦輪盤服役熱-機(jī)載荷譜Fig.5 Thermal-mechanical load spectrum of turbine disc in service

圖6 巡航過程溫度場Fig.6 Temperature field during cruise

3 結(jié)果和討論

3.1 渦輪盤服役過程中等效應(yīng)力和蠕變應(yīng)變觀察

對渦輪盤在圖5載荷譜下的蠕變-疲勞行為進(jìn)行模擬時(shí)，本文首先考慮穩(wěn)態(tài)服役時(shí)間為=4 h 的飛行情況。為了討論渦輪盤蠕變疲勞分析考慮葉片影響的必要性，圖7先給出了對應(yīng)載荷譜中時(shí)刻①(最大載荷、保載起始時(shí)刻)不考慮和考慮葉片接觸載荷的渦輪盤等效應(yīng)力分布云圖，從圖7(a)可以看出，當(dāng)不考慮葉片離心力引起的接觸載荷時(shí)，渦輪盤自身離心力引起的最大等效應(yīng)力主要集中在渦輪盤盤心處，約為567.7 MPa。而在考慮了葉片離心力引起的接觸載荷后，渦輪盤最大等效應(yīng)力增加了榫槽區(qū)，且最大等效應(yīng)力值達(dá)到852.7 MPa?？梢?，葉片離心力引起的接觸載荷對整個(gè)渦輪盤的等效應(yīng)力分布影響很大，故而在對渦輪盤進(jìn)行蠕變疲勞分析時(shí)不可忽略。此外，從圖7(b)還可以看出，最大應(yīng)力主要集中在榫槽底部，渦輪盤盤心和渦輪盤的形狀突變處也出現(xiàn)了較大的應(yīng)力集中。圖8給出了考慮葉片接觸載荷情況下進(jìn)行渦輪盤的服役蠕變-疲勞分析，繼圖7(b)中時(shí)刻 ① 之后，時(shí)刻 ② 的等效應(yīng)力云圖和等效蠕變應(yīng)變云圖。從圖8(a)可以看出，在輪盤經(jīng)歷了4 h的保載巡航階段后，最大應(yīng)力仍出現(xiàn)在榫槽底部，值為848.5 MPa，相比時(shí)刻 ① 最大應(yīng)力有所減小，產(chǎn)生了少量的應(yīng)力松弛。而從圖8(b)可以看出，經(jīng)歷一次4 h的保載巡航階段后，渦輪盤也產(chǎn)生了蠕變變形，最大等效蠕變變形約為5.98×10%，渦輪盤發(fā)生了明顯的蠕變損傷。

圖7 時(shí)刻 ① 不考慮和考慮葉片接觸載荷的渦輪盤等效應(yīng)力分布云圖Fig.7 Stress contours for turbine disk with or without blade contact loads at Moment ①

圖8 時(shí)刻 ② 考慮葉片離心載荷的渦輪盤等效應(yīng)力與等效蠕變應(yīng)變云圖Fig.8 Equivalent stress and creep strain contours for turbine disk considering blade centrifugal load at Moment ②

此外，為了探究危險(xiǎn)點(diǎn)應(yīng)力-應(yīng)變的變化情況，本文采用不同轉(zhuǎn)速(=，1.2, 1.3)進(jìn)行渦輪盤蠕變-疲勞服役情況模擬，同時(shí)選取了循環(huán)過程中危險(xiǎn)點(diǎn)處的應(yīng)力-應(yīng)變曲線，如圖9所示?？梢钥闯鰷u輪盤危險(xiǎn)點(diǎn)是一種典型的蠕變-疲勞載荷下的變形情況。當(dāng)轉(zhuǎn)速為1.2和1.3時(shí)，渦輪盤危險(xiǎn)點(diǎn)的塑性和蠕變損傷程度非常嚴(yán)重，轉(zhuǎn)速時(shí)塑性和蠕變損傷相對較小，針對飛機(jī)的真實(shí)服役情況，在合理范圍之內(nèi)。

圖9 危險(xiǎn)點(diǎn)應(yīng)力-應(yīng)變滯回曲線Fig.9 Stress-strain hysteresis curves of dangerous point

3.2 渦輪盤的蠕變-疲勞損傷分析

基于3.1節(jié)中所獲得的渦輪盤的應(yīng)力、應(yīng)變場及其分布特征，結(jié)合第1節(jié)中介紹的蠕變疲勞預(yù)測模型，并通過ABAQUS大型有限元軟件的UVARM用戶子程序進(jìn)行二次開發(fā)，最終獲得渦輪盤在圖5所示載荷譜下每個(gè)服役周次產(chǎn)生的蠕變損傷、疲勞損傷和蠕變+疲勞損傷分別如圖10所示。可見，渦輪盤的損傷分布情況與其等效應(yīng)力分布情況幾乎一致。最大蠕變、疲勞和蠕變+疲勞損傷均集中在榫槽右側(cè)底部，其余渦輪盤的形狀突變處也產(chǎn)生了較大的損傷值。這是由于這些區(qū)域一方面溫度較高，另外一方面發(fā)生了嚴(yán)重的應(yīng)力集中和應(yīng)力三軸度效應(yīng)。模擬所得渦輪盤的疲勞損傷分布情況與文獻(xiàn)[22]中的結(jié)果幾乎一致。整體渦輪盤的最大蠕變損傷約為2.833×10，對應(yīng)服役周次約為3 529周，最大疲勞損傷值約為1.782×10，對應(yīng)服役周次約為5 611周?？倱p傷為4.130×10，對應(yīng)的服役周次約為2 421周，約為10 088.7 h。可見，在蠕變-疲勞的交互作用下，渦輪盤的整體損傷值明顯增大。

圖10 渦輪盤穩(wěn)態(tài)周次的損傷云圖Fig.10 Damage contours of turbine disk at steady state cycle

圖11 榫槽關(guān)鍵位置編號及損傷情況Fig.11 Number and damage of key positions of tongue and groove

3.3 渦輪盤巡航時(shí)間的影響

為探究巡航時(shí)間對渦輪盤蠕變-疲勞損傷情況的影響，本節(jié)分別設(shè)定單次巡航時(shí)間為1～8 h，其余工況不變，計(jì)算渦輪盤的危險(xiǎn)點(diǎn)處疲勞、蠕變及總損傷的變化。圖12為渦輪盤危險(xiǎn)點(diǎn)處一次服役過程中蠕變、疲勞和蠕變+疲勞損傷隨巡航時(shí)間的變化曲線?？梢妴未窝埠綍r(shí)間小于2 h時(shí)，疲勞損傷為主導(dǎo)，疲勞損傷大于蠕變損傷。隨著巡航時(shí)長增大，蠕變損傷不斷升高，并逐漸超過低周疲勞損傷，低周疲勞損傷幾乎不受巡航時(shí)間影響。原因主要是由于疲勞損傷起源于循環(huán)載荷，其損傷值與飛機(jī)啟停過程中引起渦輪盤承受的循環(huán)載荷次數(shù)和水平有關(guān)。而在飛機(jī)穩(wěn)態(tài)服役過程中，疲勞損傷處于穩(wěn)定狀態(tài)。而蠕變損傷卻是隨時(shí)間發(fā)展、演化的變量，在飛機(jī)啟/停和巡航的任何時(shí)刻，只要溫度足夠高，蠕變損傷一直在產(chǎn)生。隨著飛機(jī)單次飛行任務(wù)時(shí)間的增加，疲勞損傷不會在單次循環(huán)中出現(xiàn)增加，蠕變損傷卻會大幅度增加。從圖12可以看出在巡航時(shí)長為2～3 h之間蠕變及疲勞存在損傷量相等的時(shí)刻，之后蠕變損傷全面超越疲勞損傷。蠕變損傷在保載1 h時(shí)約為9.60×10，在保載8 h時(shí)約為4.91×10。巡航時(shí)間從1 h增加到8 h的過程中，總損傷也隨著蠕變損傷的增大而增大，由2.227×10增大至6.535×10。即隨著單次服役時(shí)長的增加，渦輪盤最危險(xiǎn)點(diǎn)處的損傷模式從疲勞損傷為主導(dǎo)的情況，逐步過渡到蠕變損傷為主導(dǎo)的情況。蠕變-疲勞損傷是渦輪盤服役過程中不可規(guī)避的影響因素，受轉(zhuǎn)速、渦輪盤形狀和巡航時(shí)間等多種因素影響。

圖12 損傷及循環(huán)周次隨巡航時(shí)間的變化Fig.12 Changes of damage and cycle time with cruise time

4 結(jié) 論

本文采用基于Chaboche非線性隨動強(qiáng)化演化律的循環(huán)彈塑性本構(gòu)模型和應(yīng)變強(qiáng)化蠕變本構(gòu)模型，結(jié)合基于臨界平面法的MGSA疲勞損傷方程和基于應(yīng)變能密度耗竭理論的MSEDE蠕變損傷模型(考慮應(yīng)力三軸度效應(yīng))，模擬和預(yù)測了航空渦輪盤在蠕變-疲勞載荷譜下的蠕變疲勞損傷情況，得出如下結(jié)論：

1) 本文所考慮的渦輪盤在簡單熱-機(jī)載荷譜作用下，其蠕變疲勞損傷分析需要考慮葉片接觸載荷的影響，渦輪盤在穩(wěn)態(tài)服役過程中榫槽底部、盤心處和形狀突變區(qū)將出現(xiàn)較大的應(yīng)力集中。

2) 渦輪盤在服役過程中，將伴隨明顯的蠕變損傷和疲勞損傷，最大損傷區(qū)集中在榫槽處，在盤體上較大的損傷區(qū)則集中在榫槽下面的輪緣處和渦輪盤其余形狀突變處。在4 h的單次服役時(shí)間下，榫槽處溫度較高以蠕變損傷為主，且由于輪盤和葉片的不對稱性，榫槽左右相對應(yīng)位置損傷值存在差別。在靠近盤心的有些區(qū)域則以疲勞損傷為主，其總損傷量相對較小。

3) 單次巡航時(shí)間在1～8 h之間變化，其余工況保持不變，隨著巡航時(shí)長的增大，渦輪盤蠕變損傷不斷升高，疲勞損傷基本不變，總損傷也不斷升高。隨著巡航時(shí)間的增加，其損傷模式逐漸從疲勞損傷為主導(dǎo)演化為蠕變損傷為主導(dǎo)的情況。