航空发动机燃烧室基体蠕变-疲劳交互作用下的损伤机理与寿命预测

Combustor is a key hot-end component of aero-engine, and its failure significantly affects the air safety and the maintenance strategy. The high temperature creep and the thermal fatigue are the main failure modes of combustor. This study focuses on the fatigue problem of the base material of combustion chamber. The microscale damage model of the base material is conducted to discover the interaction between the formation of creep hole and the initiation and propagation of small crack. The effect of temperature and stress variation on the creep-fatigue damage is analyzed. Based on the fatigue tests, the correlation between the creep and the fatigue on the big crack propagation is also investigation in the macroscale level. Taking the small crack size as the damage factor, the sensitivity of various control parameters and the effect of loading parameters on the crack propagation rate are quantified. A unified creep-fatigue model is developed to predict the crack initiation life and the crack propagation life together. A multi-field analysis of the combustor is conducted using the QAR data and the fatigue life of the combustor base is calculated and verified according to the maintenance record. This research is of significant scientific value for describing the creep-fatigue coupling effect in multiple scales, and it can support the damage tolerance design and the continued airworthiness in both theoretical and technical aspects.

燃烧室是民航发动机关键热端部件，其疲劳失效对飞行安全和维修策略有重要影响，而高温蠕变和热疲劳是燃烧室基体的主要失效模式。本课题以燃烧室基体为研究对象，通过试验与仿真方法建立基体材料微观损伤模型，探索蠕变孔洞形成与疲劳小裂纹萌生扩展之间的作用机理，分析微观尺度下温度和应力变化对蠕变-疲劳损伤的影响规律；利用基体材料蠕变-疲劳试验，研究宏观尺度下疲劳行为与蠕变行为对裂纹扩展的相互作用机制；以小裂纹尺寸作为统一损伤参数，量化各损伤控制变量的灵敏度，定量描述载荷条件对裂纹扩展速率的影响，建立基体材料蠕变-疲劳寿命模型，实现对裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命的统一预测；基于QAR数据进行燃烧室多场耦合仿真，预测典型飞行循环下燃烧室基体寿命，利用发动机大修数据进行模型验证。本研究对从多尺度上解释蠕变-疲劳的交互作用机理有重要的科学意义，为航空发动机燃烧室基体损伤容限评估与适航维修提供理论和技术支持

蠕变-疲劳交互作用下的损伤累积是引起航空发动机燃烧室基体开裂的主要原因。本项目针对航空发动机运行中多发的燃烧室基体开裂问题，开展了航空发动机燃烧室基体蠕变-疲劳交互作用下的损伤机理与寿命预测研究。本项目以航空发动机燃烧室用材料哈氏合金X为研究对象，开展了纯疲劳、蠕变-疲劳作用下的哈氏合金X失效行为实验，结合基于Voronoi剖分法的多种载荷条件下的微观损伤演变数值计算，探讨了蠕变-疲劳交互作用下哈氏合金X微观损伤机理；开展了结合损伤力学和断裂力学的蠕变-疲劳载荷下哈氏合金X CT试样裂纹扩展数值计算，分析了加载条件对哈氏合金X的裂纹扩展速率、损伤过程中蠕变-疲劳交互作用、损伤过程中各损伤占比的影响；分析了不同条件下应力和应力三轴度的分布变化，探讨了蠕变-疲劳裂纹扩展的主要驱动力及其裂纹扩展机理；发展了考虑蠕变三阶段的蠕变损伤本构，定量揭示了纯蠕变条件下蠕变第I、第II、第III阶段对裂纹扩展的影响；建立了航空发动机燃烧室湍流燃烧流固耦合模型，基于机载QAR数据，对单次起落循环中发动机慢车工况、起飞工况、爬升工况、循环工况、下降工况五个典型工况下的燃烧室流场进行了数值计算，结合燃烧室基体非线性静力学分析与断口分析，探讨了服役条件下的燃烧室开裂失效机理；考虑蠕变阶段的应力松弛效应，建立了蠕变-疲劳交互作用下哈氏合金X非线性损伤累积模型，对服役过程中燃烧室基体损伤累积过程进行了分析，定量地揭示了燃烧室失效过程中蠕变载荷、疲劳载荷及蠕变-疲劳交互作用对损伤累积的贡献；将异形冷却孔结构引入燃烧室冷却系统，考虑冷却射流与燃烧的相互作用，克服了平板模型无法考虑冷却射流对燃烧过程影响的问题，探讨了异形冷却孔结构对燃烧室内传热、燃烧、排放、结构强度的影响。项目对揭示航空发动机热端部件的损伤机理具有重要的科学意义，对于指导航空发动机燃烧室设计和维护阶段的强度和寿命评估有重要的工程应用价值。