胡贤明, 嵇大伟, 庄书颖, 胡绪腾

（南京航空航天大学 能源与动力学院，南京 210016）

在持续载荷作用下，高温构件经过一定的时间会发生不可恢复的蠕变变形，经过足够长的时间后会发生断裂失效，在恒定载荷下直至失效所经历的时间称为构件的持久寿命（或称应力断裂寿命）。对于航空发动机的高温构件而言，在设计时需控制其应力水平，使其持久寿命满足要求[1]。此外，还需对结构的蠕变变形进行限制，防止变形过大导致转静子碰摩和影响发动机结构装拆[1-2]。

目前，对金属材料的高温蠕变变形以及持久性能方面内容已进行了大量研究，发展出了不同的预测方法[3-10]。叶文明等[3]和马晓健[4]采用θ参数法蠕变本构模型，通过对TC11钛合金在500 ℃下的蠕变/持久实验进行分析，建立了基于大变形蠕变分析的持久寿命预测方法，较准确地预测缺口试件的高温蠕变响应和持久寿命，预测结果与实验结果的误差在 ± 40%以内，该方法的预测精度优于一些国外文献提出的基于关键点断裂应变[5]、缺口净截面平均有效应力[6-7]以及骨点应力[8-10]的小变形有限元分析的寿命预测方法。王延荣等[11-13]分析了不同蠕变模型的差别，发现一般的蠕变模型只能描述蠕变前两个阶段（初始阶段和稳定阶段）的变形。构件在其使用寿命内几乎都处于蠕变前两个阶段，但同时也需要能够描述第三阶段（加速阶段）蠕变变形的模型，以便判断构件是否处于比较危险的蠕变加速阶段；因此提出了一种归一化参数的三阶段蠕变模型，并对高温材料涡轮盘和定向结晶材料涡轮叶片结构进行了蠕变变形及应力松弛效应计算分析，分析结果较为合理。……