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(1.南京航空航天大学能源与动力学院，江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016；2.中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心,南京 211100;3.先进航空发动机协同创新中心，南京 210016)

0 引 言

GH4169高温合金是由体心立方γ″相和面心立方γ′相沉淀强化的镍基高温合金，在-253～700 ℃范围内均具有良好的综合力学性能，同时还具有良好的加工性能、焊接性能和组织稳定性，可用于制造航空发动机中的涡轮盘、叶片、轴和机匣等[1-3]。

航空发动机的工作环境极其恶劣，其中的零部件由于受到外物撞击、高周疲劳、过热和材料缺陷等因素的影响[4]，不可避免地会发生失效或遭到破坏。破坏后的高速旋转零部件会产生高速高能的危险碎片，如果机匣不够坚固，高速高能碎片一旦穿透机匣飞出，则会击伤飞机机舱、油箱、液压管路及电器控制线路等，导致机舱失压、油箱泄露起火或液压机构无法动作、飞机操作失灵等二次破坏，严重危及飞机的飞行安全，并最终导致机毁人亡的严重事故[5]。因此，开展GH4169高温合金高速冲击性能的研究十分重要。目前，基于有限元分析的高速冲击数值模拟方法已成为研究GH4169高温合金高速冲击性能的重要方法，并与试验方法相辅相成，其重要基础工作之一是对合金进行本构关系的研究。

目前，国内外对GH4169高温合金的本构关系已开展了一些研究[6-11]。THOMAS等[12]在温度900～1 080 ℃、应变速率0.000 5～0.100 0 s-1条件下建立了GH4169高温合金的双曲正弦本构模型。ERICE等[13]采用LS-DYNA数值模拟软件和动态分离式霍普金森压杆(SHPB)试验研究了GH4169高温合金在25～700 ℃受入射杆冲击的力学响应，并提出了一个与Lode角有关的弹塑性损伤本构模型来描述该高温合金在不同温度冲击后的延性破坏。……