航空学报
2026, 47 (
):
432400-432400.
10.7527/S1000-6893.2025.32400
镍基单晶涡轮叶片上通常布置数百个直径在0.2~0.8 mm之间的气膜孔，气膜孔的存在破坏了涡轮叶片结构完整性，在高温疲劳载荷下成为叶片失效断裂的多发部位。针对气膜孔制造初始损伤与疲劳断裂行为强相关的问题，以镍基单晶合金飞秒激光制造气膜孔试样开展疲劳断裂行为研究。首先，采用流体动力学方法建立了飞秒激光三维螺旋制孔仿真模型，获取制孔过程孔型演化规律；然后从几何、微观结构和力学性能方面对气膜孔表面完整性进行分析，气膜孔孔型平均锥度约为0.19°，孔边热损伤区的最大深度约为18 μm，且发生严重氧化，孔边残余应力最大值为463 MPa。紧接着，对气膜孔试样进行980 ℃下疲劳试验，从试样断口中发现裂纹起源于孔壁热影响区，随后裂纹面以近似逆时针旋转约6°的椭圆轮廓沿着垂直于载荷的方向扩展直至断裂。最后，根据飞秒激光制造气膜孔疲劳断裂行为提出了基于增量塑性和构形力理论的M积分裂纹扩展驱动力，并在此基础上构建了气膜孔疲劳裂纹扩展率与有效裂纹扩展驱动力之间的有效函数描述模型。
CJA
