图/表详细信息

图片操作
显示大图下载下载为PPT文件

镍基单晶飞秒激光制造气膜孔疲劳断裂行为

李飞, 温志勋, 罗磊, 岳珠峰, 刘智名

航空学报 2026, 47 (5): 432400-432400. DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32400

摘要（445）

HTML （11）

PDF（pc）（5250KB）（484）

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。

View image in article

图 17 裂纹长度与 $J e p$ 的关系

正文中引用本图/表的段落

指定裂纹扩展长度

? a

，对裂纹长度进行归一化，并根据裂纹扩展标准和应力强度因子求解有限元模型，得到由大量散点组成的裂纹前缘（图16（c）中绿色点）。对散点进行三阶多项式拟合，以近似下一个扩展裂纹前缘的形状。通过这种方式，计算了沿裂纹的各向异性裂纹扩展参数，得到了归一化距离与

J^{e p}

之间的关系如图16（d）所示，可以发现，沿试样厚度不同位置的

J^{e p}

值存在显著变化，主要是由于自由表面附近的边界条件存在差异，导致网格奇异性，这些波动在靠近试样表面时尤为明显，但在距试样顶面厚度约0.4~0.6范围内，

J^{e p}

值相对稳定，通常反映了断裂特征。因此，仅选择孔边缘一侧中间厚度处的断裂路径来计算

J^{e p}

，如图16（e）所示。计算不同裂纹长度a所对应的

J^{e p}

值，将得到的数据进行拟合得到结果如图17所示。

实验过程中，对实时裂纹长度a及其对应的循环次数N进行记录，根据图17中的关系式得到对应的

J^{e p}

值，代入式（22）计算得到增强塑性M积分

M^{e p}

。由应力比为0.1计算得到增强塑性M积分范围

? M^{e p} = 0.9 M^{e p}

。95%置信度和95%存活率的da/dN与

? M^{e p}

的拟合曲线如图18所示，从6组数据拟合结果可以看出拟合效果能兼顾整个裂纹扩展阶段（拟合优度为0.83），得到二者中值拟合关系函数表达式为

本文的其它图/表