【摘 要】
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航空发动机的关键热端部件如涡轮盘在飞机的航行及起落过程中承受着复杂的交变载荷。涡轮盘上存在着大量螺栓孔、均压孔等局部几何不连续结构,这些孔结构极大程度上制约了整体结构的强度与使用寿命,因此对含孔结构的寿命设计与损伤评估提出了新的挑战。但是目前尚未理清孔结构在蠕变-疲劳交变载荷下的损伤机制以及构建物理意义的寿命预测模型。本文以镍基合金GH4169为对象,从蠕变-疲劳宏观力学行为、孔结构寿命预测以及微
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航空发动机的关键热端部件如涡轮盘在飞机的航行及起落过程中承受着复杂的交变载荷。涡轮盘上存在着大量螺栓孔、均压孔等局部几何不连续结构,这些孔结构极大程度上制约了整体结构的强度与使用寿命,因此对含孔结构的寿命设计与损伤评估提出了新的挑战。但是目前尚未理清孔结构在蠕变-疲劳交变载荷下的损伤机制以及构建物理意义的寿命预测模型。本文以镍基合金GH4169为对象,从蠕变-疲劳宏观力学行为、孔结构寿命预测以及微观表征三个方面着手,探究其在交变载荷下的失效机制以及完善知识理论体系。主要工作与结论如下:（1）对GH4169展开了高温拉伸以及一系列高温蠕变-疲劳试验,获得了重要的材料性能参数以及蠕变-疲劳寿命数据。将含孔结构的蠕变-疲劳试验结果与单轴试验结果进行对比,发现含孔结构的蠕变-疲劳寿命对保载时间更加敏感;（2）基于非统一粘塑性本构模型以及能量耗散准则开发了针对含孔结构的蠕变-疲劳寿命预测方法。并结合含孔结构的蠕变-疲劳试验数据验证了该方法的适用性和准确性。寿命预测结果显示绝大多数预测点均落在2.0倍误差带以内。通过有限元分析方法对含孔结构的蠕变-疲劳行为进行了数值模拟,发现孔边根部为结构中的最危险点,并提取孔边关键节点的应力应变场,分析其蠕变-疲劳载荷下的应力应变行为。孔根部区域在保载期间内表现出了不同于单轴应力状态下的应力松弛行为,弹性跟随现象能够合理解释孔边特殊的应力应变行为;（3）对不同加载工况下孔边宏观断口形貌进行了观察,发现不同工况下均表现出孔边起裂的特征,这与数值模拟得到的结果相吻合。并且保载时间对孔结构的蠕变-疲劳失效模式有着强烈的影响。EBSD技术获取了孔边的几何必需位错以及中心点平均取向差分布图,在引入保载时间后,孔边出现大量位于晶界的位错并由此导致材料从穿晶裂纹萌生及扩展向沿晶转变,加速了结构的断裂失效。
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