氧化損傷對航空發(fā)動機渦輪葉片裂紋擴展影響

摘 要：氧化損傷以及裂紋在渦輪葉片服役過程中不可避免，對裂紋行為的預(yù)測及其受氧化損傷的影響對于服役安全和壽命管理具有重要意義。針對航空發(fā)動機高壓渦輪葉片長期處于高溫環(huán)境下產(chǎn)生的氧化損傷以及裂紋問題，通過對緊湊拉伸（CT）試樣在850℃條件下進(jìn)行疲勞裂紋擴展試驗，得到正常試樣和氧化損傷后試樣的疲勞裂紋擴展速率；運用Paris模型考慮了存在氧化損傷時裂紋擴展的情況，對比氧化損傷對疲勞裂紋擴展速率的影響。本文以某航空發(fā)動機高壓渦輪葉片為例，聚焦于氧化損傷對裂紋擴展階段的影響，利用ANSYS和Franc3D軟件分析并對比渦輪葉片在有無氧化損傷條件下的裂紋擴展壽命。結(jié)果表明，葉片前緣裂紋受氧化損傷影響下，其循環(huán)壽命平均降低到無氧化損傷情況下的44.02%，葉片后緣裂紋循環(huán)壽命平均降低到無氧化損傷情況下的50.22%。對實際服役環(huán)境工作條件下的渦輪葉片壽命評估提供基礎(chǔ)參考，以及在其他實際工程中正確評價材料、預(yù)測工程熱端零部件的使用壽命和設(shè)計強度均有重要的現(xiàn)實意義。

關(guān)鍵詞：渦輪葉片； 鎳基合金； 氧化損傷； CT試樣； 裂紋擴展

中圖分類號：V215.5 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.07.007

隨著航空發(fā)動機工作效率的不斷提高，作為高性能航空發(fā)動機的核心部件，渦輪葉片所面臨的服役環(huán)境隨之變得更加惡劣[1]。渦輪葉片除承受高速旋轉(zhuǎn)帶來的離心載荷外，還承受著復(fù)雜的氣動力和熱應(yīng)力，以及振動、腐蝕和氧化等多種作用[2]。因此對于渦輪葉片部件來講，長期在這種使用條件下，葉片難免會出現(xiàn)裂紋。與此同時，長期處于高溫環(huán)境下，也會造成葉片的氧化損傷[3]。在渦輪葉片的各類損傷中，氧化損傷是最常見、最容易發(fā)生的一種[4]，通過調(diào)研國內(nèi)某民用航空發(fā)動機葉片孔探等數(shù)據(jù)記錄，發(fā)現(xiàn)其中裂紋型損傷占比為11.4%，而氧化損傷占比高達(dá)73.3%。渦輪葉片的變色是氧化損傷一個早期典型特征，然而，由于其造成的后果并不嚴(yán)重，通常在發(fā)動機維護(hù)時會與其他損傷區(qū)別對待[5]。但氧化損傷卻是造成其他損傷的重要因素之一。由于大多數(shù)金屬材料的基本力學(xué)和疲勞性能都具有溫度相關(guān)性[6]，而高溫環(huán)境是影響鎳基高溫合金疲勞裂紋擴展的關(guān)鍵因素，同時與材料氧化作用密切相關(guān)，因此渦輪葉片的裂紋擴展勢必會受到氧化損傷的影響[7]。Kitaguchi[8]用掃描電鏡和X射線能譜儀研究了鎳基高溫合金在650℃空氣中暴露后裂紋尖端前形成的氧化物侵入。Li Haiyan等[9]通過在真空條件下進(jìn)行保載疲勞和基準(zhǔn)疲勞試驗，提出了一種考慮裂紋尖端氧化和應(yīng)力松弛相互作用的新機制。Schulz等[10]在700℃空氣中對粗晶RR1000進(jìn)行等溫疲勞裂紋擴展試驗，從保載時間的角度討論疲勞裂紋擴展抗力的潛在因素。Jiang Rong等[11]在疲勞裂紋萌生和擴展階段中，評估了氧在鎳基高溫合金強化疲勞開裂中的作用。Karabela等[12]研究鎳基高溫合金在疲勞-氧化條件下的氧擴散和裂紋擴展，進(jìn)行了顯微表征和數(shù)值模擬。研究發(fā)現(xiàn)，氧氣滲入材料和相關(guān)的內(nèi)氧化會導(dǎo)致材料脆化和失效。Osinkolu等[13]采用單刃缺口拉伸試樣，研究了不同晶粒尺寸下多晶IN718高溫合金在650℃高溫下的疲勞裂紋擴展速率。

上述學(xué)者大部分是從微觀角度研究氧化損傷對裂紋擴展的影響，從晶界裂紋起裂時間入手，分析環(huán)境溫度、載荷不同等導(dǎo)致的氧擴散能力的改變，進(jìn)而影響裂紋在萌生階段的擴展速率問題，對合金微觀結(jié)構(gòu)、溫度、載荷等因素影響下高溫合金疲勞裂紋擴展規(guī)律有了較清楚的認(rèn)識，但針對裂紋擴展階段氧化損傷對疲勞裂紋產(chǎn)生的影響的研究相對較少。

本文通過設(shè)計對照試驗分別得到有無氧化損傷試件裂紋擴展速率曲線，利用Franc3D和ANSYS軟件開展聯(lián)合仿真，使用Paris模型計算裂紋擴展壽命，對比研究高壓渦輪葉片裂紋的穩(wěn)定擴展階段在有無氧化損傷情況下的裂紋擴展規(guī)律。

1 疲勞裂紋擴展試驗

1.1 材料及試樣

發(fā)動機渦輪葉片材料為DZ125高性能鎳基合金，常用于高溫環(huán)境下的工程應(yīng)用?？梢栽诟邷丨h(huán)境保持良好的機械性能、抗蠕變性能和耐腐蝕性能，具有較長的使用壽命和可靠性[14]。其化學(xué)成分見表1。

本文選用CT試樣開展裂紋擴展試驗研究。試樣設(shè)計基于金屬材料-疲勞試驗-疲勞裂紋擴展方法的標(biāo)準(zhǔn)[15]，且設(shè)定裂紋擴展方向平行于定向凝固方向，具體尺寸如圖1所示。

1.2 試驗方案

試驗?zāi)康氖堑贸龊趸瘬p傷以及不含氧化損傷試件裂紋擴展速率曲線，并擬合Paris參數(shù)，考慮采用真實葉片并改變試驗環(huán)境條件過于復(fù)雜，本文采用熱處理后的CT試驗件模擬氧化損傷進(jìn)行簡化分析。

本次試驗對兩個試驗件進(jìn)行裂紋擴展試驗研究。1號試驗件不做高溫氧化處理，2號試樣件使用SXL-1400C箱式試驗電爐進(jìn)行850℃高溫氧化1000h的熱處理，從而模擬鎳基合金經(jīng)過氧化后的材料性能，試驗件如圖2所示。

通過對渦輪葉片溫度分布研究后，計算渦輪葉片平均溫度在850℃左右，所以本節(jié)試驗過程的高溫環(huán)境均設(shè)置在該溫度條件下。所有試件在室溫下進(jìn)行預(yù)制裂紋，試驗系統(tǒng)如圖3所示。試驗過程中，試驗件在高溫850℃空氣環(huán)境下進(jìn)行疲勞裂紋擴展試驗，通過電阻爐進(jìn)行加熱，并控制其與試驗設(shè)定的誤差在±5℃以內(nèi)。采用正弦波加載方式，初始最大循環(huán)加載為3.5kN，頻率為5Hz，應(yīng)力比R=0.1，直至試件斷裂后試驗終止。

試驗過程中采用柔度法測量裂紋長度。柔度法是測量金屬材料裂紋擴展長度的間接方法，通過測量裂紋兩側(cè)位移差來確定裂紋長度[16]。柔度和歸一化裂紋長度的關(guān)系通常用量綱一（曾稱無量綱）柔度BEVx/P和歸一化裂紋長度a/W來表達(dá)。具體公式如下

1.4 數(shù)值模擬驗證

本文對正常CT試樣件的裂紋擴展試驗進(jìn)行數(shù)值模擬分析，以驗證該數(shù)值模擬方法的可行性以及精度。CT試樣材料參數(shù)采用與葉片相同材料，數(shù)值模擬加載條件與試驗一致，初始最大循環(huán)加載3.5kN，加載應(yīng)力比R=0.1，使用表2中擬合的參數(shù)計算循環(huán)壽命。圖5為數(shù)值模擬示意圖。

2 確定渦輪葉片危險部位

2.1 模型建立及網(wǎng)格劃分

針對該高壓渦輪葉片結(jié)構(gòu)，通過一種基于HandySCAN 3D三維掃描儀逆向建模方法，獲得精確的三維幾何模型，從而提高有限元數(shù)值仿真的精度。通過掃描實物葉片獲得被測葉片的點云，如圖7（a）所示。然后使用SolidWorks軟件以點云數(shù)據(jù)為參考，建立高精度整體模型。

使用ANSYS軟件建立葉片有限元模型，網(wǎng)格尺寸為0.2mm，對氣孔區(qū)域網(wǎng)格進(jìn)行適當(dāng)加密，如圖7（b）所示，網(wǎng)格單元總數(shù)為100×10⁵。葉片材料為DZ125鎳基合金，9e01e3102efa9dc241680a46bfbbe9ca0be1e975為各向異性材料，850℃材料參數(shù)見表3，密度為ρ=8.48g/cm3。

使用ANSYS ICEM軟件對外流道網(wǎng)格進(jìn)行劃分，網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖8（a）所示，流道網(wǎng)格數(shù)量為75×10⁵。為使網(wǎng)格劃分更加精確以及仿真結(jié)果精度更高，所以針對曲率較大區(qū)域進(jìn)行局部加密，如圖8（b）所示。

2.2 邊界條件

圖9所示為渦輪葉片所在位置的飛機通用任務(wù)轉(zhuǎn)速譜。渦輪葉片內(nèi)的溫度場隨飛行狀態(tài)而變化，從飛行譜分析，溫度場與轉(zhuǎn)速變化基本一致。因此，用于裂紋及氧化對裂紋擴展影響分析的最壞狀態(tài)可以簡單地基于轉(zhuǎn)速譜。

考慮飛行器的載荷循環(huán)形式為0-max-0。選擇最大巡航狀態(tài)作為有限元分析和裂紋擴展的輸入條件，根據(jù)該發(fā)動機載荷譜數(shù)據(jù)，提取發(fā)動機排氣溫度（EGT）和高壓壓氣機轉(zhuǎn)速（N2）。根據(jù)提取數(shù)據(jù)，計算得到最大工況下高壓渦輪葉片流場的邊界條件[19]，見表4。

在Fluent中設(shè)置流體域和固體域。如圖10所示，流體域既包含葉片外部燃?xì)獾牧鲃訁^(qū)域，也包含葉片內(nèi)部冷氣的流動區(qū)域，固體域由葉片自身構(gòu)成。外流道入口設(shè)置總壓入口，出口設(shè)置靜壓出口，內(nèi)流道進(jìn)口設(shè)置為質(zhì)量流量入口，方向沿徑向向外。

2.3 渦輪葉片仿真結(jié)果

通過上文邊界條件進(jìn)行流場分析，將計算結(jié)果導(dǎo)入Steady-State Thermal模塊，對渦輪葉片溫度分布進(jìn)行研究。渦輪葉片葉盆溫度和葉背溫度分布如圖11所示。

從圖11可以看出，耦合面溫度分布情況。渦輪葉片整體呈現(xiàn)出溫度較高且溫差較大的特點。流場的進(jìn)氣端溫度明顯高于出氣端，且葉片進(jìn)氣端一側(cè)存在溫度最高點，達(dá)到1086.2℃。受氣流沖擊作用，葉片的前緣溫度高于后緣溫度，且葉盆區(qū)域的溫度高于葉背區(qū)域的溫度。葉片最前緣溫度最高，是導(dǎo)致氧化或燒蝕的主要原因。對比實際服役的發(fā)動機渦輪葉片，如圖12所示，該圖是由DVM6 數(shù)碼顯微鏡放大43.77倍拍攝所得，葉片前緣為燒蝕最嚴(yán)重區(qū)域，證明該區(qū)域溫度最高，與仿真結(jié)果一致。

將溫度及氣動應(yīng)力分布導(dǎo)入Static Structure模塊，并對渦輪葉片應(yīng)力分布進(jìn)行研究。其應(yīng)力結(jié)果顯示，葉身應(yīng)力最大值在葉背靠近葉根處，為524.8MPa。葉盆區(qū)域的應(yīng)力高于葉背區(qū)域，且葉根區(qū)域應(yīng)力、應(yīng)變值較大，這是由于葉片在高速轉(zhuǎn)動過程中，葉身部分產(chǎn)生的離心力完全作用在葉根區(qū)域。應(yīng)力最大點在固定約束處。其應(yīng)力云圖如圖13所示。

3 氧化損傷及裂紋擴展分析

3.1 氧化損傷分析

渦輪葉片氧化損傷是指葉片表面因長期暴露于高溫、高壓和高速的工作環(huán)境中，與空氣中的氧分子發(fā)生反應(yīng)導(dǎo)致氧化和腐蝕所引起的葉片表面和內(nèi)部材料性能退化的一種現(xiàn)象[20]。這種氧化損傷會導(dǎo)致葉片減薄、形變、裂紋等問題，在嚴(yán)重情況下會對發(fā)動機的安全和可靠性造成威脅。

渦輪葉片表面的高溫氧化主要是由于高溫下葉片表面與氧氣的直接接觸導(dǎo)致的，葉片表面的合金元素會被氧化并逐漸脫離合金結(jié)構(gòu)，使得葉片表面開裂和剝落[21]。為了減緩渦輪葉片的氧化損傷，通常采用表面覆蓋、金屬噴涂、復(fù)合材料等措施來保護(hù)渦輪葉片，并采用先進(jìn)的制造工藝和材料來提高葉片材料的抗氧化性能[22]。由于裂紋萌生及擴展發(fā)生在熱障涂層脫落以后，所以本文在沒有熱障涂層的基礎(chǔ)上展開研究。

渦輪葉片的變色是氧化損傷的一個典型特征，如圖14所示，該圖是由DVM6 數(shù)碼顯微鏡放大101倍拍攝所得，左側(cè)為經(jīng)歷氧化損傷區(qū)域，右側(cè)為未氧化損傷區(qū)域，通過對比發(fā)現(xiàn)左側(cè)區(qū)域明顯變黃。因此，準(zhǔn)確識別和評估渦輪葉片氧化損傷，了解出現(xiàn)裂紋之后氧化損傷對其影響，并采取適當(dāng)?shù)拇胧┻M(jìn)行維修和保養(yǎng)是非常必要的。

3.2 Franc3D裂紋數(shù)值模擬

下面研究不同初始裂紋位置，氧化損傷對裂紋擴展的影響。其截面位置及該位置應(yīng)力如圖16所示。因該型渦輪葉片葉盆與葉背不允許出現(xiàn)裂紋，并結(jié)合應(yīng)力分布情況分析，本文將研究前緣與后緣危險截面（截面3、4和5）上的裂紋擴展問題。截面3、4和5在前緣節(jié)點命名A1、A2和A3，后緣節(jié)點命名B1、B2和B3。

3.3 裂紋出現(xiàn)在葉片前緣的情況分析

在進(jìn)行渦輪葉片裂紋檢測時，檢測人員可檢測長度為0.05mm及以上的裂紋，所以本文在前緣插入初始裂紋大小r=0.1mm的初始裂紋。初始裂紋設(shè)置如圖17所示。

前緣以A3區(qū)域（應(yīng)力最大區(qū)域）為例進(jìn)行展示，A1、A2區(qū)域計算方法同理，不再贅述。使用M-積分根據(jù)得到的應(yīng)力計算應(yīng)力強度因子。將裂紋前緣歸一化，如圖18所示，計算得到初始裂紋應(yīng)力強度因子如圖19所示。

由圖19可知，初始Ⅰ型應(yīng)力強度因子并非遠(yuǎn)大于Ⅱ型以及Ⅲ型，該裂紋在前期屬于混合型裂紋。裂紋擴展的關(guān)鍵在于擴展方向與步長的計算，裂紋擴展方向通過式（11）確定，擴展步長通過式（12）確定。計算出裂紋擴展角以及擴展步長后得到新裂紋前緣，重新劃分網(wǎng)格后重復(fù)上述計算直至停止。

裂紋進(jìn)行18步擴展后發(fā)展為穿透性裂紋，此后在裂紋繼續(xù)發(fā)展時出現(xiàn)兩個裂紋前緣，同樣，各自裂紋前緣做歸一化處理。經(jīng)過32步擴展之后停止，此時，左側(cè)裂紋長度達(dá)到2.095mm，右側(cè)裂紋長度達(dá)到1.954mm，總裂紋為4.05mm，各裂紋前緣如圖20所示。

在后續(xù)裂紋擴展發(fā)展為穿透裂紋后，I型應(yīng)力強度因子遠(yuǎn)大于II型以及III型，所以只展示I型應(yīng)力強度因子。分別取裂紋前緣歸一化坐標(biāo)為0.5處的KΙ值。因為該裂紋在第18步時變?yōu)榇┩噶鸭y，并出現(xiàn)兩條裂紋前緣，所以在此之后出現(xiàn)兩個KΙ值，各自的K值負(fù)責(zé)各自裂紋前緣的裂紋擴展。KΙ與裂紋長度的關(guān)系如圖21所示。

得到裂紋長度與應(yīng)力強度因子的關(guān)系后，將簡化后的載荷循環(huán)編入Franc3D中，并使用Paris公式（da/dN= C（DK）n）進(jìn)行裂紋擴展壽命分析，各參數(shù)已在表2中給出。選用氧化前的Paris參數(shù)計算不含氧化損傷時渦輪葉片的裂紋擴展壽命以及選用氧化后的參數(shù)計算含氧化損傷時的裂紋擴展壽命。計算結(jié)果如圖22所示。

前緣其他位置裂紋擴展的結(jié)果見表5。計算得到渦輪葉片無氧化損傷時的循環(huán)壽命與渦輪葉片在氧化損傷影響下的循環(huán)壽命，通過對比得知在氧化損傷的影響下，前緣危險截面的裂紋擴展壽命平均降低到無氧化損傷情況下的44.02%。

3.4 裂紋出現(xiàn)在葉片后緣的情況分析

由于高溫梯度的存在，氣槽（冷卻通道的一部分）周圍往往會產(chǎn)生裂紋。與前緣的裂紋不同，后緣的裂紋通常是貫穿裂紋，所以初始裂紋設(shè)置如圖23所示，初始裂紋尺寸r= 0.5mm。

后緣以B3區(qū)域（應(yīng)力最大區(qū)域）為例進(jìn)行展示。同樣，將裂紋前緣歸一化，如圖24所示，計算得到初始裂紋應(yīng)力強度因子如圖25所示。

由圖25可知，初始I型應(yīng)力強度因子遠(yuǎn)大于II型以及III型，該裂紋屬于I型張開裂紋。經(jīng)過28步擴展之后停止，此時，裂紋長度為7.35mm，裂紋前緣如圖26所示。

在后續(xù)裂紋擴展時，I型應(yīng)力強度因子同樣遠(yuǎn)大于II型以及III型，所以只展示I型應(yīng)力強度因子。取裂紋前緣歸一化坐標(biāo)為0.5處的KΙ值，KΙ與裂紋長度的關(guān)系如圖27所示。

得到裂紋長度與應(yīng)力強度因子的關(guān)系后進(jìn)行裂紋擴展壽命分析，各參數(shù)在表2中給出，計算方法與上節(jié)一致。得到裂紋擴展壽命曲線如圖28所示。

后緣不同位置裂紋的結(jié)果見表6。計算得到渦輪葉片無氧化損傷時的循環(huán)壽命與渦輪葉片在氧化損傷影響下的循環(huán)壽命，通過對比得知在氧化損傷的影響下，后緣危險截面的裂紋擴展壽命平均降低到無氧化損傷情況下的50.22%。相比前緣，氧化損傷對后緣的裂紋擴展影響較小。

4 結(jié)論

本文通過試驗獲取了渦輪葉片裂紋擴展材料參數(shù)，并利用Franc3D和ANSYS軟件聯(lián)合仿真，對比了氧化損傷對渦輪葉片裂紋擴展的影響：

（1）對定向凝固鎳基高溫合金DZ125開展了850℃裂紋擴展速率研究，得出該材料不含氧化損傷以及氧化損傷情況下的裂紋擴展速率。

（2）當(dāng)葉片出現(xiàn)裂紋時，該裂紋越靠近根部區(qū)域，其循環(huán)壽命越短。

（3）利用Franc3D計算葉片前緣裂紋擴展受氧化損傷影響高于后緣。前緣在氧化損傷影響下壽命降低為無氧化損傷情況下的44.02%；后緣在氧化損傷影響下壽命降低為無氧化損傷情況下的50.22%。

參考文獻(xiàn)

[1]牛宏偉， 董江， 王燁. 渦輪葉片表面熱電偶集成結(jié)構(gòu)設(shè)計與影響因素分析[J]. 航空科學(xué)技術(shù)， 2023， 34（2）： 96-103. Niu Hongwei， Dong Jiang， Wang Ye. Integrated structure design and influencing factors analysis of thermocouples on the surface of turbine blades [J]. Aeronautical Science & Technology， 2023， 34 （2）： 96-103.（in Chinese）

[2]Kargarnejad S， Djavanroodi F. Failure assessment of Nimon‐ic80A gas turbine blade[J]. Engineering Failure Analysis， 2012， 26： 211-219.

[3]Carter T J. Common failures in gas turbine blades[J]. Engineer‐ing Failure Analysis， 2005， 12： 237-247.

[4]Saxena A， Kai G，Simon D. Damage propagation modeling for aircraft engine run-to-failure simulation[C]. International Con‐ference on Prognostics and Health Management， 2008.

[5]韓世進(jìn)，常城. 發(fā)動機高壓渦輪葉片的氧化損傷分析[J]. 航空維修與工程， 2022， 29（3）： 26-28. Han Shijin， Chang Cheng. Analysis of oxidation damage on high-pressure turbine blades of engines [J]. Aviation Maintenance & Engineering， 2022， 29（3）： 26-28.（in Chinese）

[6]斌超， 王秋懿， 楊蓉， 等. 材料因素對金屬疲勞裂紋擴展的影響[J]. 航空科學(xué)技術(shù)， 2022， 23（3）： 77-85. Bin Chao， Wang Qiuyi， Yang Rong， et al. The influence of ma‐terial factors on metal fatigue crack propagation [J]. Aeronauti‐cal Science & Technology， 2022， 23（3）： 77-85.（in Chinese）

[7]楊曉軍， 王瑛琦， 劉智剛， 等.航空發(fā)動機渦輪葉片損傷分析[J].機械工程與自動化， 2017， 23（3）： 203-205. Yang Xiaojun， Wang Yingqi， Liu Zhigang， et al. Analysis of damage to aero engine turbine blades [J]. Mechanical Engineer‐ing and Automation， 2017， 23（3）： 203-205.（in Chinese）

[8]Kitaguchi H， Li Haiyan， Evans H， et al. Oxidation ahead of a crack tip in an advanced Ni-based superalloy[J]. Acta Materialia， 2013， 61（6）： 1968-1981.

[9]Li Haiyan， Sun Junfang， Hardy M， et al. Effects of microstructure on high temperature dwell fatigue crack growth in a coarse grain PM nickel based superalloy[J]. Acta Materialia， 2015， 90：355-369.

[10]Schulz F， Li Haiyan， Kitaguchi H， et al. Influence of tertiary gamma prime （γ ′） size evolution on dwell fatigue crack growth behavior in CG RR1000[J]. Metallurgical and Materials Transactions， 2018， 49： 1-11.

[11]Jiang Rong， Proprentner D， Callisti M， et al. Role of oxygen in enhanced fatigue cracking in a PM Ni-based superalloy： Stress assisted grain boundary oxidation or dynamic embrittlment？[J]. Corrosion Science， 2018， 139： 141-154.

[12]Karabela A， Zhao Legang， Lin Bin， et al. Oxygen diffusion and crack growth for a nickel-based superalloy under fatigueoxidation conditions[J]. Materials Science & Engineering A， 2013， 567： 46-57.

[13]Osinkolu G， Onofrio G， Marchionni M. Fatigue crack growth in polycrystalline IN 718 superalloy[J]. Materials Science & Engineering A， 2003， 356（1-2）： 425-433.

[14]王會陽，安云岐，李承宇，等. 鎳基高溫合金材料的研究進(jìn)展[J]. 材料導(dǎo)報， 2011， 25（S2）： 482-486. Wang Huiyang， An Yunqi， Li Chengyu， et al. Research progress of nickel based superalloys [J]. Materials Herald， 2011， 25 （S2）： 482-486.（in Chinese）

[15]全國鋼標(biāo)準(zhǔn)化技術(shù)委員會. GB/T 6398—2017 金屬材料疲勞試驗疲勞裂紋擴展方法[M]. 北京： 中國標(biāo)準(zhǔn)出版社， 2017. National Technical Committee for Steel Standardization. GB/T 6398—2017 Fatigue testing of metal materials fatigue crack propagation method[M]. Beijing： China Standard Publishing House， 2017.（in Chinese）

[16]施祎， 楊曉光， 楊迪迪， 等. 定向凝固鎳基高溫合金DZ125疲勞裂紋擴展速率研究[J]. 機械工程學(xué)報， 2019， 55（13）： 45-52. Shi Yi， Yang Xiaoguang， Yang Didi， et al. Study on fatigue crack growth rate of directionally solidified nickel based superalloy DZ125 [J]. Journal of Mechanical Engineering， 2019， 55 （13）： 45-52.（in Chinese）

[17]崔洪斌，曲先強，馬永亮，等. 裂紋擴展速率曲線擬合方法的比較研究[C]. 2008全國MTS斷裂測試研討會， 2008： 5. Cui Hongbin， Qu Xianqiang， Ma Yongliang， et al. Comparative study on fitting methods of crack growth rate curve [C]. 2008 National MTS Fracture Testing Seminar， 2008： 5.（in Chinese）

[18]Liu He， Yang Xiaoguang， Li Shaolin， et al. A numerical approach to simulate 3D crack propagation in turbine blades[J]. International Journal of Mechanical Sciences， 2020， 171： 105408.

[19]徐建新， 許立敬.基于流熱固耦合的航空發(fā)動機渦輪葉片仿真分析[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2023， 34（2）： 26-33. Xu Jianxin， Xu Lijing. Simulation analysis of turbine blades in air‐craft engines based on fluid thermal structure coupling [J]. Aero‐nautical Science & Technology， 2023， 34（2）： 26-33.（in Chinese）

[20]裴海清. 鎳基單晶合金高溫氧化及熱疲勞行為研究[D]. 西安： 西北工業(yè)大學(xué)， 2019. Pei Haiqing. Investigation on high temperature oxidization and thermal fatigue of nickel based single crystal alloys [D].Xi’an：Northwestern Polytechnical University， 2019.（in Chinese）

[21]Mishra R， Thomas J， Srinivasan K， et al. Failure analysis of an un-cooled turbine blade in an aero gas turbine engine[J]. Engineering Failure Analysis， 2017， 79： 836-844.

[22]Zhang Weijun. Thermal mechanical fatigue of single crystal superalloys： Achievements and challenges[J]. Materials Science & Engineering A， 2016， 650： 389-395.

[23]程靳， 趙樹山.斷裂力學(xué)[M].北京： 科學(xué)出版社， 2006. Cheng Jin， Zhao Shushan. Fracturemechanics[M]. Beijing： Sci‐ence Press， 2006.（in Chinese）

[24]賈學(xué)明， 王啟智. 三維斷裂分析軟件Franc3D[J]. 計算力學(xué)學(xué)報， 2004（6）： 764-768. Jia Xueming， Wang Qizhi. Three dimensional fracture analysis software Franc3D [J]. Journal of Computational Mechanics， 2004 （6）： 764-768.（in Chinese）

[25]宋俐， 黃松梅， 田文葉. 用雜交有限元法計算三維裂紋的應(yīng)力強度因子[J]. 機械強度， 1999， 23（4）： 313-315. Song Li， Huang Songmei， Tian Wenye. Calculating stress intensity factors of three-dimensional cracks by hybrid finite element method [J]. Mechanical Strength， 1999， 23（4）： 313-315.（in Chinese）

[26]艾書民， 于明， 成曉鳴， 等. 基于Franc3D軟件的三維裂紋擴展分析與應(yīng)用[J]. 機械強度， 2018， 40（1）： 251-254. Ai Shumin， Yu Ming， Cheng Xiaoming， et al. Analysis and appli‐cation of three-dimensional crack growth based on Franc3D soft‐ware [J]. Mechanical Strength， 2018， 40 （1）： 251-254.（in Chinese）

Influence of Oxidation Damage on the Crack Growth of Aero-Engine Turbine Blades

Shi Lizhong， Liu Pengyu

Civil Aviation University of China， Tianjin 300300， China

Abstract： Oxidative damage and cracks are inevitable during the service process of turbine blades. Predicting crack behavior and the impact on oxidation damage are of great significance for service safety and life management. AimipEUMOkPdnhPst9ZvZezGF88Xh1A6/nFFuwviUeqWOVk=ng at the problem of oxidation damage and crack of high pressure turbine blades of aero-engine in high temperature environment for a long time， the crack growth rates of normal and post oxidation damaged specimens were obtained by crack growth tests of Compact Tension （CT） specimens at 850℃； The Paris model was used to consider the crack growth with oxidation damage， and the effect of oxidation damage on the crack growth rate was compared. This article takes a high-pressure turbine blade of an aero-engine as an example， focusing on the influence of oxidative damage on the crack growth stage. The crack growth life of the turbine blade with and without oxidation damage was analyzed and compared using the software of ANSYS and Franc3D.The results show that under the influence of oxidation damage， the average cycle life of blade leading edge cracks decreases to 44.02% without oxidation damage， and the average cycle life of blade trailing edge cracks decreases to 50.22% without oxidation damage. It is of great practical significance for providing a basic reference for the life assessment of turbine blades under actual service environment and working conditions， as well as correctly evaluating materials， predicting the service life and design strength of engineering hot end components in other practical engineering.

Key Words： turbine blades； nickel-base superalloy； oxidative damage； CT specimen； crack growth