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1、第42卷第4期2016年8月航空發(fā)動(dòng)機(jī)AeroengineV01．42No．4Aug．2016變幅載荷對(duì)高溫合金裂紋萌生及擴(kuò)展壽命的影響初金陽(yáng)13，申秀麗u，毛建興1，胡殿印u，王榮橋12(1．北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191；2．先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心，北京100191；3．中航工業(yè)商用發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海200241)摘要：為了更好地分析航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫合金裂紋萌生階段的變幅載荷對(duì)高溫材料的低周疲勞裂紋萌生及擴(kuò)展壽命的影響，將低周疲勞的裂紋萌生過(guò)程視作損傷累積過(guò)程，基于連續(xù)損傷力學(xué)建立了低周疲勞損傷累積模型。
2、結(jié)合室溫下GQGH4169合金的裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過(guò)有限元建模計(jì)算和數(shù)值分析方法確定了模型中具體的損傷參數(shù)數(shù)值，并對(duì)裂紋萌生壽命進(jìn)行了預(yù)測(cè)。結(jié)果表明：該方法不但能準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)變幅加載下CT試樣的裂紋萌生壽命，而且能很好地反映萌生階段變幅載荷對(duì)裂紋擴(kuò)展壽命的影響，而且降低了試驗(yàn)成本。關(guān)鍵詞：變幅載荷；裂紋萌生；裂紋擴(kuò)展；連續(xù)損傷力學(xué)；高溫合金；iS周疲勞；航空發(fā)動(dòng)機(jī)中圖分類號(hào)：V232．3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：Adoi：10．13477／j．cnki．a(chǎn)eroengine．2016．04．014EffectofCrackInitiationandPro
3、pagationLifeofHighTemperatureAlloyunderVariableAmplitudeCHUJin—yan91，SHENXiu—li”，MAOJian—xin91，HUDian—yin”，WANGRong—qia01。(1．SchoolofEnergyandPowerEngineering，BeihangUniversity，Beijing100191，China；2．CollaborationlnnovadonCenterofAdvancedAero—engine，Beijing100191，China；3．AV
4、ICCommercialAircraKEngineCo．，Ltd．，Shanghai200241，China)Abstract：Thelowcyclefatiguecrackinitiationlifewasregardedasaprocessofdamageaccumulation，basedonthecontinuumdamagemechanics，adamageaccumulationmodelwasestablishedtoanalyzetheinfluenceofvariableamplitudeatthecrackinitiat
5、ionstageofhightemperaturealloysonthelowcyclefatiguecrackinitiationandpropagationlifeofhightemperaturematerials．WiththecrackpropagationparametersofGQGH4169alloyatnormaltemperature，thespecificvalueofdamageparameterwasdeterminedbyfiniteelementandnumericalanalysismethod．Then，c
6、rackinitiationlifepredictionswerecarriedout．TheresuhsshowthattheapproachcannotonlypredictthecrackinitiationlifeofCTspecimenaccurately．butalsoreflectadefiniteinfluenceofcrackpropagationlifeundervariableamplitude，andtheapplicationreducesthecost．Keywords：variableamplitude；cra
7、ckinitiation；crackpropagation；continuumdamagemechanics；hightemperaturealloy；low—cyclefatigue；aemengine0引言低周疲勞一直是航空航天領(lǐng)域的一大難題，其主要表現(xiàn)形式為長(zhǎng)裂紋擴(kuò)展引起的結(jié)構(gòu)件斷裂。材料的疲勞壽命一般由裂紋的萌生壽命和裂紋擴(kuò)展壽命組成【l】。對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)等受力情況復(fù)雜的構(gòu)件，裂紋在萌生及擴(kuò)展階段都受到變幅載荷的影響。通過(guò)試驗(yàn)可知，不同受力情況下萌生的裂紋在擴(kuò)展階段的擴(kuò)展速率差異明顯，影響材料的整體低周疲勞壽命。因此，分析裂紋萌生階
8、段變幅載荷對(duì)裂紋萌生壽命及擴(kuò)展壽命的影響是非常有必要的。目前大量使用的高溫合金主要是鐵基、鎳基和鉆基高溫合金㈣。由于GH4169合金在650oC以下有塑性好、屈服強(qiáng)度高、高溫抗氧
