氧化損傷對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片裂紋擴(kuò)展影響

摘 要：氧化損傷以及裂紋在渦輪葉片服役過(guò)程中不可避免，對(duì)裂紋行為的預(yù)測(cè)及其受氧化損傷的影響對(duì)于服役安全和壽命管理具有重要意義。針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉片長(zhǎng)期處于高溫環(huán)境下產(chǎn)生的氧化損傷以及裂紋問(wèn)題，通過(guò)對(duì)緊湊拉伸（CT）試樣在850℃條件下進(jìn)行疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，得到正常試樣和氧化損傷后試樣的疲勞裂紋擴(kuò)展速率；運(yùn)用Paris模型考慮了存在氧化損傷時(shí)裂紋擴(kuò)展的情況，對(duì)比氧化損傷對(duì)疲勞裂紋擴(kuò)展速率的影響。本文以某航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉片為例，聚焦于氧化損傷對(duì)裂紋擴(kuò)展階段的影響，利用ANSYS和Franc3D軟件分析并對(duì)比渦輪葉片在有無(wú)氧化損傷條件下的裂紋擴(kuò)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(wú)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(wú)氧化損傷情況下的50.22%。對(duì)實(shí)際服役環(huán)境工作條件下的渦輪葉片壽命評(píng)估提供基礎(chǔ)參考，以及在其他實(shí)際工程中正確評(píng)價(jià)材料、預(yù)測(cè)工程熱端零部件的使用壽命和設(shè)計(jì)強(qiáng)度均有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

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

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

隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作效率的不斷提高，作為高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(lái)的離心載荷外，還承受著復(fù)雜的氣動(dòng)力和熱應(yīng)力，以及振動(dòng)、腐蝕和氧化等多種作用[2]。因此對(duì)于渦輪葉片部件來(lái)講，長(zhǎng)期在這種使用條件下，葉片難免會(huì)出現(xiàn)裂紋。與此同時(shí)，長(zhǎng)期處于高溫環(huán)境下，也會(huì)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(jiàn)、最容易發(fā)生的一種[4]，通過(guò)調(diào)研國(guó)內(nèi)某民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)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(dòng)機(jī)維護(hù)時(shí)會(huì)與其他損傷區(qū)別對(duì)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(kuò)展的關(guān)鍵因素，同時(shí)與材料氧化作用密切相關(guān)，因此渦輪葉片的裂紋擴(kuò)展勢(shì)必會(huì)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(guò)在真空條件下進(jìn)行保載疲勞和基準(zhǔn)疲勞試驗(yàn)，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(jī)制。Schulz等[10]在700℃空氣中對(duì)粗晶RR1000進(jìn)行等溫疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，從保載時(shí)間的角度討論疲勞裂紋擴(kuò)展抗力的潛在因素。Jiang Rong等[11]在疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展階段中，評(píng)估了氧在鎳基高溫合金強(qiáng)化疲勞開(kāi)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(kuò)散和裂紋擴(kuò)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(huì)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(kuò)展速率。

上述學(xué)者大部分是從微觀角度研究氧化損傷對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響，從晶界裂紋起裂時(shí)間入手，分析環(huán)境溫度、載荷不同等導(dǎo)致的氧擴(kuò)散能力的改變，進(jìn)而影響裂紋在萌生階段的擴(kuò)展速率問(wèn)題，對(duì)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(kuò)展規(guī)律有了較清楚的認(rèn)識(shí)，但針對(duì)裂紋擴(kuò)展階段氧化損傷對(duì)疲勞裂紋產(chǎn)生的影響的研究相對(duì)較少。

本文通過(guò)設(shè)計(jì)對(duì)照試驗(yàn)分別得到有無(wú)氧化損傷試件裂紋擴(kuò)展速率曲線，利用Franc3D和ANSYS軟件開(kāi)展聯(lián)合仿真，使用Paris模型計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命，對(duì)比研究高壓渦輪葉片裂紋的穩(wěn)定擴(kuò)展階段在有無(wú)氧化損傷情況下的裂紋擴(kuò)展規(guī)律。

1 疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)

1.1 材料及試樣

發(fā)動(dòng)機(jī)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。可以在高溫環(huán)境保持良好的機(jī)械性能、抗蠕變性能和耐腐蝕性能，具有較長(zhǎng)的使用壽命和可靠性[14]。其化學(xué)成分見(jiàn)表1。

本文選用CT試樣開(kāi)展裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)研究。試樣設(shè)計(jì)基于金屬材料-疲勞試驗(yàn)-疲勞裂紋擴(kuò)展方法的標(biāo)準(zhǔn)[15]，且設(shè)定裂紋擴(kuò)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(yàn)方案

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

本次試驗(yàn)對(duì)兩個(gè)試驗(yàn)件進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)研究。1號(hào)試驗(yàn)件不做高溫氧化處理，2號(hào)試樣件使用SXL-1400C箱式試驗(yàn)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(guò)氧化后的材料性能，試驗(yàn)件如圖2所示。

通過(guò)對(duì)渦輪葉片溫度分布研究后，計(jì)算渦輪葉片平均溫度在850℃左右，所以本節(jié)試驗(yàn)過(guò)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(yàn)系統(tǒng)如圖3所示。試驗(yàn)過(guò)程中，試驗(yàn)件在高溫850℃空氣環(huán)境下進(jìn)行疲勞裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)，通過(guò)電阻爐進(jìn)行加熱，并控制其與試驗(yàn)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(yàn)終止。

試驗(yàn)過(guò)程中采用柔度法測(cè)量裂紋長(zhǎng)度。柔度法是測(cè)量金屬材料裂紋擴(kuò)展長(zhǎng)度的間接方法，通過(guò)測(cè)量裂紋兩側(cè)位移差來(lái)確定裂紋長(zhǎng)度[16]。柔度和歸一化裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系通常用量綱一（曾稱無(wú)量綱）柔度BEVx/P和歸一化裂紋長(zhǎng)度a/W來(lái)表達(dá)。具體公式如下

1.4 數(shù)值模擬驗(yàn)證

本文對(duì)正常CT試樣件的裂紋擴(kuò)展試驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值模擬分析，以驗(yàn)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(yàn)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(jì)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(xiǎn)部位

2.1 模型建立及網(wǎng)格劃分

針對(duì)該高壓渦輪葉片結(jié)構(gòu)，通過(guò)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(guò)掃描實(shí)物葉片獲得被測(cè)葉片的點(diǎn)云，如圖7（a）所示。然后使用SolidWorks軟件以點(diǎn)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(duì)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(jiàn)表3，密度為ρ=8.48g/cm3。

使用ANSYS ICEM軟件對(duì)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(duì)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(jī)通用任務(wù)轉(zhuǎn)速譜。渦輪葉片內(nèi)的溫度場(chǎng)隨飛行狀態(tài)而變化，從飛行譜分析，溫度場(chǎng)與轉(zhuǎn)速變化基本一致。因此，用于裂紋及氧化對(duì)裂紋擴(kuò)展影響分析的最壞狀態(tài)可以簡(jiǎn)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(kuò)展的輸入條件，根據(jù)該發(fā)動(dòng)機(jī)載荷譜數(shù)據(jù)，提取發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度（EGT）和高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速（N2）。根據(jù)提取數(shù)據(jù)，計(jì)算得到最大工況下高壓渦輪葉片流場(chǎng)的邊界條件[19]，見(jiàn)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?dòng)區(qū)域，也包含葉片內(nèi)部冷氣的流動(dòng)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(guò)上文邊界條件進(jìn)行流場(chǎng)分析，將計(jì)算結(jié)果導(dǎo)入Steady-State Thermal模塊，對(duì)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(diǎn)。流場(chǎng)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(diǎn)，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(duì)比實(shí)際服役的發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)應(yīng)力分布導(dǎo)入Static Structure模塊，并對(duì)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(dòng)過(guò)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(diǎn)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(kuò)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(zhǎng)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(huì)導(dǎo)致葉片減薄、形變、裂紋等問(wèn)題，在嚴(yán)重情況下會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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(huì)被氧化并逐漸脫離合金結(jié)構(gòu)，使得葉片表面開(kāi)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(lái)保護(hù)渦輪葉片，并采用先進(jìn)的制造工藝和材料來(lái)提高葉片材料的抗氧化性能[22]。由于裂紋萌生及擴(kuò)展發(fā)生在熱障涂層脫落以后，所以本文在沒(méi)有熱障涂層的基礎(chǔ)上展開(kāi)研究。

渦輪葉片的變色是氧化損傷的一個(gè)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(guò)對(duì)比發(fā)現(xiàn)左側(cè)區(qū)域明顯變黃。因此，準(zhǔn)確識(shí)別和評(píng)估渦輪葉片氧化損傷，了解出現(xiàn)裂紋之后氧化損傷對(duì)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(duì)裂紋擴(kuò)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(xiǎn)截面（截面3、4和5）上的裂紋擴(kuò)展問(wèn)題。截面3、4和5在前緣節(jié)點(diǎn)命名A1、A2和A3，后緣節(jié)點(diǎn)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(cè)時(shí)，檢測(cè)人員可檢測(cè)長(zhǎng)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(jì)算方法同理，不再贅述。使用M-積分根據(jù)得到的應(yīng)力計(jì)算應(yīng)力強(qiáng)度因子。將裂紋前緣歸一化，如圖18所示，計(jì)算得到初始裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子如圖19所示。

由圖19可知，初始Ⅰ型應(yīng)力強(qiáng)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(kuò)展的關(guān)鍵在于擴(kuò)展方向與步長(zhǎng)的計(jì)算，裂紋擴(kuò)展方向通過(guò)式（11）確定，擴(kuò)展步長(zhǎng)通過(guò)式（12）確定。計(jì)算出裂紋擴(kuò)展角以及擴(kuò)展步長(zhǎng)后得到新裂紋前緣，重新劃分網(wǎng)格后重復(fù)上述計(jì)算直至停止。

裂紋進(jìn)行18步擴(kuò)展后發(fā)展為穿透性裂紋，此后在裂紋繼續(xù)發(fā)展時(shí)出現(xiàn)兩個(gè)裂紋前緣，同樣，各自裂紋前緣做歸一化處理。經(jīng)過(guò)32步擴(kuò)展之后停止，此時(shí)，左側(cè)裂紋長(zhǎng)度達(dá)到2.095mm，右側(cè)裂紋長(zhǎng)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(kuò)展發(fā)展為穿透裂紋后，I型應(yīng)力強(qiáng)度因子遠(yuǎn)大于II型以及III型，所以只展示I型應(yīng)力強(qiáng)度因子。分別取裂紋前緣歸一化坐標(biāo)為0.5處的KΙ值。因?yàn)樵摿鸭y在第18步時(shí)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(gè)KΙ值，各自的K值負(fù)責(zé)各自裂紋前緣的裂紋擴(kuò)展。KΙ與裂紋長(zhǎng)度的關(guān)系如圖21所示。

得到裂紋長(zhǎng)度與應(yīng)力強(qiáng)度因子的關(guān)系后，將簡(jiǎn)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(kuò)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(jì)算不含氧化損傷時(shí)渦輪葉片的裂紋擴(kuò)展壽命以及選用氧化后的參數(shù)計(jì)算含氧化損傷時(shí)的裂紋擴(kuò)展壽命。計(jì)算結(jié)果如圖22所示。

前緣其他位置裂紋擴(kuò)展的結(jié)果見(jiàn)表5。計(jì)算得到渦輪葉片無(wú)氧化損傷時(shí)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(guò)對(duì)比得知在氧化損傷的影響下，前緣危險(xiǎn)截面的裂紋擴(kuò)展壽命平均降低到無(wú)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?chē)鶗?huì)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(jì)算得到初始裂紋應(yīng)力強(qiáng)度因子如圖25所示。

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

在后續(xù)裂紋擴(kuò)展時(shí)，I型應(yīng)力強(qiáng)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(qiáng)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(zhǎng)度的關(guān)系如圖27所示。

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

后緣不同位置裂紋的結(jié)果見(jiàn)表6。計(jì)算得到渦輪葉片無(wú)氧化損傷時(shí)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(guò)對(duì)比得知在氧化損傷的影響下，后緣危險(xiǎn)截面的裂紋擴(kuò)展壽命平均降低到無(wú)氧化損傷情況下的50.22%。相比前緣，氧化損傷對(duì)后緣的裂紋擴(kuò)展影響較小。

4 結(jié)論

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

（1）對(duì)定向凝固鎳基高溫合金DZ125開(kāi)展了850℃裂紋擴(kuò)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(kuò)展速率。

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

（3）利用Franc3D計(jì)算葉片前緣裂紋擴(kuò)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(wú)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(wú)氧化損傷情況下的50.22%。

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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