【摘要】：以航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)為代表的關(guān)鍵熱端部件除了承受裝置穩(wěn)態(tài)運(yùn)行的恒定荷載之外,通常還承受裝置起停引起的交變載荷的作用,其服役過(guò)程伴隨著嚴(yán)重的蠕變-疲勞載荷交互作用,這對(duì)部件壽命設(shè)計(jì)與預(yù)測(cè)方法提出了新的挑戰(zhàn)。然而我國(guó)對(duì)高溫?zé)岫瞬考渥?疲勞性能預(yù)測(cè)的研究起步較晚,尚未構(gòu)建相對(duì)完整的材料體系、理論體系和技術(shù)體系,對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與可靠性的預(yù)先研究沒(méi)有更為清晰的認(rèn)識(shí)。圍繞這一問(wèn)題,本文從材料行為、壽命模型和結(jié)構(gòu)應(yīng)用等三個(gè)層次對(duì)研究?jī)?nèi)容展開(kāi)論述。本文通過(guò)大量試驗(yàn)探究了鎳基高溫合金GH4169在650 ℃下的蠕變-疲勞宏觀力學(xué)行為,利用先進(jìn)的微觀表征手段揭示了不同加載類(lèi)型下的蠕變-疲勞損傷機(jī)理;發(fā)展了基于應(yīng)變能密度耗散準(zhǔn)則的壽命預(yù)測(cè)方法,完善了復(fù)雜載荷工況下考慮高溫氧化效應(yīng)的壽命理論;基于有限元分析方法開(kāi)發(fā)了多軸應(yīng)力狀態(tài)下蠕變-疲勞壽命預(yù)測(cè)的數(shù)值實(shí)現(xiàn)方法,借助某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)對(duì)所提出的壽命理論對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了進(jìn)一步的拓展應(yīng)用。論文主要研究工作與結(jié)論如下:(1)對(duì)鎳基高溫合金GH4169在650 ℃下展開(kāi)了一系列高溫拉伸、高溫蠕變、高溫疲勞及蠕變-疲勞的試驗(yàn),形成了較為完善的國(guó)產(chǎn)鎳基合金數(shù)據(jù)庫(kù)。試驗(yàn)結(jié)果表明,該合金具備高強(qiáng)度、低延性的高溫拉伸力學(xué)性能,很強(qiáng)的抗蠕變變形的特點(diǎn)以及相比Inconel 718更優(yōu)異的蠕變-疲勞抗性。此外,在對(duì)GH4169合金蠕變-疲勞壽命模型的論證中引入了同時(shí)兼顧模型復(fù)雜度與預(yù)測(cè)精度的貝葉斯信息判據(jù)(Bayesian Information Criterion,BIC)準(zhǔn)則,結(jié)果顯示基于能量法的頻率修正-損傷函數(shù)模型以及應(yīng)變能區(qū)分法的綜合預(yù)測(cè)能力最強(qiáng)。(2)對(duì)徑向鍛造的鎳基高溫合金GH4169在650 ℃下展開(kāi)了不同取樣位置的微觀組織觀察試驗(yàn)、宏觀蠕變-疲勞試驗(yàn)和斷后失效分析試驗(yàn)。結(jié)果顯示,徑向鍛造盤(pán)件從芯部至邊緣存在明顯的微觀組織不均勻性,其中∑3特殊晶界的含量是影響蠕變-疲勞性能的主要微觀因素。內(nèi)層取樣位置∑3特殊晶界的長(zhǎng)度分?jǐn)?shù)最高,相同載荷工況下其蠕變-疲勞壽命也最高。另外,從斷口形貌、二次裂紋微觀特征和二次裂紋統(tǒng)計(jì)分析中可知,拉伸保載的引入導(dǎo)致典型的蠕變-疲勞損傷特征,壓縮保載的引入導(dǎo)致氧化-疲勞的損傷特征,拉壓共同保載的引入則導(dǎo)致復(fù)雜的蠕變-疲勞-氧化交互損傷的特征。(3)結(jié)合線性損傷累積和應(yīng)變能密度耗散準(zhǔn)則,在Takahashi模型的基礎(chǔ)上考慮了壓縮平均應(yīng)力的彌復(fù)效應(yīng),發(fā)展了高精度的修正應(yīng)變能密度耗散法。收集了不同材料在不同溫度下的蠕變-疲勞壽命數(shù)據(jù)點(diǎn),壽命預(yù)測(cè)的結(jié)果顯示所有數(shù)據(jù)點(diǎn)均落在2.5倍的誤差帶以內(nèi),且99%的數(shù)據(jù)均落在2倍誤差帶范圍之內(nèi)。進(jìn)一步地,借助逐循環(huán)的計(jì)算方法,發(fā)展了時(shí)間相關(guān)的蠕變-疲勞損傷交互圖,進(jìn)一步提高了低應(yīng)變范圍、長(zhǎng)保載的壽命預(yù)測(cè)能力。(4)揭示了壓縮保載下蠕變和氧化損傷的機(jī)制,完善了復(fù)雜載荷工況下用于預(yù)測(cè)蠕變-疲勞-氧化壽命的廣義的應(yīng)變能密度耗散法。收集了不同材料在不同溫度下的拉伸保載、壓縮保載以及拉壓共同保載的壽命數(shù)據(jù)點(diǎn),壽命預(yù)測(cè)的結(jié)果顯示所有數(shù)據(jù)點(diǎn)均落在1.5倍誤差帶以內(nèi)。此外,在傳統(tǒng)的蠕變-疲勞損傷交互圖中增加了氧化損傷的維度,提出了蠕變-疲勞-氧化損傷交互圖,并提出了同時(shí)考慮蠕變、疲勞和氧化損傷交互作用的三維包絡(luò)曲面。(5)開(kāi)發(fā)了包含修正的統(tǒng)一粘塑性方程、多軸疲勞損傷和多軸蠕變損傷在內(nèi)的數(shù)值計(jì)算方法,通過(guò)一系列單邊缺口蠕變-疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證了該數(shù)值計(jì)算方法的適用性,壽命預(yù)測(cè)的結(jié)果顯示所有數(shù)據(jù)點(diǎn)均落在1.5倍的誤差帶以內(nèi)。根據(jù)缺口根部區(qū)域典型節(jié)點(diǎn)的應(yīng)力-應(yīng)變行為以及所提出多軸蠕變-疲勞損傷模型的特點(diǎn),模擬了疲勞損傷主導(dǎo)試樣的裂紋萌生位置出現(xiàn)在缺口根部表面,而蠕變損傷主導(dǎo)試樣的裂紋萌生位置出現(xiàn)在根部附近的內(nèi)部區(qū)域,所述的模擬結(jié)果與相應(yīng)載荷工況下用電子背散射衍射技術(shù)進(jìn)行的金相觀察的結(jié)果一致。(6)結(jié)合非統(tǒng)一蠕變-疲勞本構(gòu)模型以及所提出的多軸蠕變-疲勞損傷模型,評(píng)估了某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)在穩(wěn)態(tài)周次下的蠕變和疲勞損傷,確定了蠕變-疲勞裂紋萌生位置通常在結(jié)構(gòu)幾何不連續(xù)處。
【圖文】：

姍氣渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)部件中常用的發(fā)動(dòng)機(jī)材料和Inconel718在其中的應(yīng)用

Ｄａｍａｇｅ邋ａｃｃｕｍｕｌａｔｅｓ邋丨邋ｉｒ邋＾逡逑Ｔｉｍｅ邋ｒ逡逑圖１．２蠕變曲線中典型蠕變損傷演化示意圖１％逡逑Ｆｉｇ．邋１．２邋Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ邋ｏｆ邋ｔｙｐｉｃａｌ邋ｃｒｅｅｐ邋ｄａｍａｇｅ邋ｅｖｏｌｕｔｉｏｎ邋ｉｎ邋ａ邋ｃｒｅｅｐ邋ｃｕｒｖｅ逡逑在傳統(tǒng)描述懦變強(qiáng)度的領(lǐng)域內(nèi)，雖然一些經(jīng)典的螺變本構(gòu)模型諸如Ｎｏｒｔｏｎ－Ｂａｉｌｅｙ、逡逑廣義Ｇｒａｈａｍ方程雖然能夠很好地同時(shí)描述蠕變初始階段以及穩(wěn)態(tài)階段的蠕變變形行逡逑為，但是其缺點(diǎn)也顯而易見(jiàn)。單純的蠕變本構(gòu)模型一方面難以將材料蠕變變形和損傷演逡逑化過(guò)程直接聯(lián)系起來(lái)，另一方面也無(wú)法描述加速蠕變階段直至蠕變斷裂的變形特征。逡逑１９５８年，前蘇聯(lián)專(zhuān)家Ｋａｃｈａｎｏｖ＾２３１提出了金屬在蠕變過(guò)程中有效應(yīng)力和連續(xù)因子的概念，逡逑蠕變損傷力學(xué)應(yīng)運(yùn)而生。而后，Ｒａｂ0ｔｎ0ｖ［２４１詳細(xì)定義了損傷因子的概念。通常認(rèn)為，以逡逑Ｋａｃｈａｎｏｖ－Ｒａｂｏｔｎｏｖ為代表的纟需變損傷力學(xué)的誕生開(kāi)創(chuàng)／邋“連續(xù)損傷力學(xué)”學(xué)科門(mén)類(lèi)。逡逑而宏觀連續(xù)損傷力學(xué)的興起便構(gòu)筑了高溫下材料微觀結(jié)構(gòu)劣化和宏觀力學(xué)性能變化之逡逑間的聯(lián)系。相比于宏觀唯象的分析方法，它更能從現(xiàn)象中反映材料失效破壞的本質(zhì)和累逡逑積作用，具有較為明顯的優(yōu)勢(shì)［２：＞］。在其后的幾十年內(nèi)，Ｏｔｈｍａｎ等人［２６］，，Ｋｏｗａｌｅｗｓｋｉ逡逑等人ｌ２７１
【學(xué)位授予單位】：華東理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類(lèi)號(hào)】：V231.9


本文編號(hào)：2598518