本刊記者 李 丹

：結(jié)構(gòu)可靠性一直是困擾我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)和使用的瓶頸，且其制造和結(jié)構(gòu)可靠性關(guān)聯(lián)研究很少開展。請(qǐng)簡(jiǎn)要介紹一下常用的提升航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性設(shè)計(jì)的手段。

袁荒：我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)與世界先進(jìn)水平的差距最突出表現(xiàn)就在我們的產(chǎn)品結(jié)構(gòu)可靠性較低，使用壽命較短。航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵零件的高溫抗疲勞設(shè)計(jì)是發(fā)動(dòng)機(jī)耐久性設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，在極端復(fù)雜載荷狀態(tài)和極端苛刻的使用條件下，壓氣機(jī)盤、渦輪盤和鼓筒等轉(zhuǎn)子件的局部應(yīng)力往往超過(guò)材料屈服強(qiáng)度，一旦破裂會(huì)造成非包容性的毀壞，導(dǎo)致災(zāi)難性的后果，其疲勞壽命制定和可靠性評(píng)價(jià)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的瓶頸。

提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的方法包括：（1）表面強(qiáng)化技術(shù)提高零件抗疲勞性能；（2）在單晶高溫合金零件表面噴涂熱障涂層，提高渦輪冷卻葉片的耐高溫性能；（3）使用陶瓷基復(fù)合材料等先進(jìn)耐高溫材料，提高熱端部件在極端惡劣工作條件下的抗疲勞性能；（4）建立多軸熱機(jī)械疲勞先進(jìn)水平的疲勞設(shè)計(jì)理論、方法和工具，實(shí)現(xiàn)對(duì)高溫零部件疲勞壽命的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。近年來(lái)由于大量數(shù)字化分析方法的采用，國(guó)外先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)已開始系統(tǒng)考慮航空制造工藝對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)服役壽命的影響，量化制造工藝和零件服役壽命的關(guān)系已成為進(jìn)一步提高發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性和優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。一臺(tái)先進(jìn)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)不但要有良好的氣動(dòng)性能，更需要優(yōu)良的服役性能和可靠性，而后者在我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)中更為突出。

：關(guān)鍵零件表面強(qiáng)化工藝研究已開展多年，研究現(xiàn)狀如何？存在哪些問(wèn)題？應(yīng)如何解決？

袁荒：隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能和設(shè)計(jì)水平及要求的提高，材料的基礎(chǔ)力學(xué)行為已不能滿足設(shè)計(jì)要求。零件表面強(qiáng)化已成為發(fā)動(dòng)機(jī)行業(yè)機(jī)械零件制造的工藝步驟。20世紀(jì)90年代末美國(guó)P&W公司和德國(guó)MTU公司合作研發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)PW6000，其轉(zhuǎn)子和葉片全部采用壓縮空氣噴丸表面強(qiáng)化，2005年后又將部分高載荷區(qū)改為超聲噴丸強(qiáng)化；新型發(fā)動(dòng)機(jī)PW1000G的高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子均采用超聲噴丸強(qiáng)化。不同的強(qiáng)化工藝可以在不同程度上改變零件的疲勞損傷機(jī)理，影響零件疲勞壽命。研究表明，不同工藝所得到的最大壓應(yīng)力幾乎相同，但是壓應(yīng)力區(qū)的深度相差很大：壓縮空氣噴丸一般在0.1～0.3mm左右，滾壓能超過(guò)1mm，激光沖擊比滾壓要薄些，但也可達(dá)1mm，并且表面形貌差異明顯，如噴丸表面的粗糙度會(huì)明顯提高，而滾壓工藝會(huì)提高表面質(zhì)量。隨著表面強(qiáng)化工藝的大量使用，可靠的定量壽命設(shè)計(jì)和評(píng)估方法成為亟需解決的研究課題。

國(guó)內(nèi)外對(duì)表面強(qiáng)化工藝的應(yīng)用主要基于大量試驗(yàn)和設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，理論評(píng)定方法依賴于殘余應(yīng)力測(cè)量和估算，并未量化零件表面材料畸變、表面形貌突變等因素的影響。疲勞壽命評(píng)估主要依賴?yán)煸嚰谠囼?yàn)和對(duì)平均應(yīng)力的修正，未建立表面強(qiáng)化零件的耐久性評(píng)估方法和完整性理論，這將制約航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵零部件的設(shè)計(jì)。量化強(qiáng)化工藝對(duì)零件服役壽命的影響，需要研究表面強(qiáng)化零件改性層的細(xì)觀塑性行為表征、殘余應(yīng)力在零件服役過(guò)程中的演化規(guī)律、表面微觀裂紋擴(kuò)展模型，揭示表面強(qiáng)化處理后微觀、宏觀尺度上的工藝參數(shù)、零件服役行為與零件疲勞損傷之間的關(guān)系，通過(guò)系統(tǒng)的微觀分析、理論建模、數(shù)值模擬和試驗(yàn)驗(yàn)證，探究強(qiáng)化零件疲勞損傷破壞機(jī)制，量化表面強(qiáng)化對(duì)不同服役工況零件疲勞壽命的影響，建立壽命預(yù)測(cè)方法。

本人在德國(guó)MTU航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司開始從事表面強(qiáng)化零件疲勞壽命方面的研究，2005年參與德國(guó)聯(lián)邦經(jīng)濟(jì)部的航空技術(shù)研究項(xiàng)目“表面強(qiáng)化零件疲勞壽命分析研究”，并主持疲勞壽命分析評(píng)估及表面強(qiáng)化零件疲勞壽命分析?；诋?dāng)時(shí)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，提出了一個(gè)基于Cruse-Meyer模型的疲勞壽命計(jì)算方案，該模型目前已在德國(guó)MTU航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司使用，因?yàn)槲纯紤]強(qiáng)化材料行為的演化和塑性應(yīng)變的影響，該疲勞壽命模型不能準(zhǔn)確預(yù)測(cè)非零載荷比的零件服役疲勞壽命，未能解決復(fù)雜載荷下零件疲勞壽命預(yù)測(cè)問(wèn)題。近年來(lái)，清華大學(xué)課題組結(jié)合噴丸強(qiáng)化零件疲勞壽命試驗(yàn)，對(duì)殘余應(yīng)力演化進(jìn)行了計(jì)算力學(xué)模擬，分析不同試件殘余應(yīng)力分布的變化，建立了相應(yīng)的計(jì)算方法，深入研究了零件表面改性層畸變材料力學(xué)行為和表面形貌對(duì)零件疲勞損傷的影響，能更好地預(yù)測(cè)強(qiáng)化零件的疲勞損傷。

：請(qǐng)介紹一下多軸熱機(jī)械疲勞設(shè)計(jì)方法與傳統(tǒng)疲勞設(shè)計(jì)方法的區(qū)別和國(guó)內(nèi)外的研究狀況。

袁荒：航空發(fā)動(dòng)機(jī)中高壓壓氣機(jī)后幾級(jí)和渦輪盤、葉片、榫頭榫槽等高溫零部件，在整個(gè)飛行任務(wù)及壽命周期中，會(huì)同時(shí)經(jīng)歷非常顯著的機(jī)械載荷循環(huán)和溫度循環(huán)。并且，多數(shù)情況下二者不成比例，總存在一定的相位差。這種機(jī)械載荷循環(huán)與溫度循環(huán)產(chǎn)生的載荷疊加而導(dǎo)致的熱機(jī)械疲勞比一般等溫疲勞更為復(fù)雜，除了溫度本身對(duì)材料性能的影響外，還要考慮溫度變化范圍、最高溫度保持時(shí)間、溫度變化和機(jī)械載荷變化的相位關(guān)系、疲勞和蠕變間的相互作用等眾多因素對(duì)材料損傷積累和演化的影響。已有大量的試驗(yàn)和案例表明，等溫疲勞試驗(yàn)預(yù)測(cè)熱機(jī)疲勞壽命并不一定保守，許多鎳基高溫合金反相位熱機(jī)疲勞壽命可能遠(yuǎn)低于同相位疲勞。另外，溫度梯度會(huì)進(jìn)一步改變材料變形機(jī)理，從而導(dǎo)致不同于均勻溫度的材料損傷機(jī)理，即所謂的溫度梯度機(jī)械疲勞（TGMF）。這個(gè)現(xiàn)象在單晶葉片中尤其明顯并得到了充分的驗(yàn)證，零件往往同時(shí)受熱載荷、溫度梯度和機(jī)械載荷的作用，其應(yīng)力同時(shí)受載荷和溫度梯度影響。葉片的服役壽命設(shè)計(jì)必須同時(shí)考慮溫度變化、溫度梯度以及機(jī)械載荷的作用。建立溫度梯度作用下零件服役壽命預(yù)測(cè)直接和熱端部件關(guān)聯(lián)，成為亟待解決的研究熱點(diǎn)。

多數(shù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件，包括廣泛存在的軸和螺栓，通常承受的并不是簡(jiǎn)單拉伸載荷，而常處于多載荷共同作用下的復(fù)雜多軸應(yīng)力狀態(tài)，材料損傷積累同時(shí)受多載荷變量控制，尤其是在非比例載荷作用下材料疲勞壽命明顯偏離基于單軸疲勞模型預(yù)測(cè)。由于多軸載荷和熱機(jī)載荷狀態(tài)經(jīng)常同時(shí)出現(xiàn)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主要熱端承載結(jié)構(gòu)中，而傳統(tǒng)使用的單軸低周疲勞預(yù)測(cè)模型無(wú)法直接有效推廣，因此，開展對(duì)溫度循環(huán)和多軸機(jī)械載荷循環(huán)耦合疲勞研究，即多軸熱機(jī)疲勞的工程應(yīng)用研究，是先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品研發(fā)急需解決的核心問(wèn)題之一。

多軸熱機(jī)疲勞研究在歐美國(guó)家已開展多年，如美國(guó)NASA和德國(guó)DLR（德宇航）開展熱機(jī)溫度梯度方面的工作，能較好地預(yù)測(cè)單晶鎳基合金葉片的疲勞破壞機(jī)理，為產(chǎn)品設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)和模型。目前國(guó)內(nèi)熱機(jī)疲勞的研究，尤其是與航空發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的熱機(jī)疲勞的研究非常稀缺，一方面是因?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)多軸熱機(jī)疲勞的疲勞損傷機(jī)理非常復(fù)雜，需要建立基于相應(yīng)損傷機(jī)理的損傷力學(xué)疲勞模型，其材料在不同的相位差和應(yīng)變范圍內(nèi)疲勞壽命的表現(xiàn)不一致，熱機(jī)疲勞損傷的預(yù)測(cè)必須與實(shí)際零件的工況緊密結(jié)合。另一方面，無(wú)通用熱機(jī)疲勞試驗(yàn)設(shè)備可買，且準(zhǔn)確的溫度和相位控制非常困難，試驗(yàn)周期非常長(zhǎng)。與一般的等溫疲勞相比，因要考慮溫度和機(jī)械載荷不同相位的影響，需增加大量的試驗(yàn)件。

近年來(lái)，清華大學(xué)航空結(jié)構(gòu)完整性實(shí)驗(yàn)室開展了1400℃以上的多軸熱機(jī)械疲勞試驗(yàn)，并已針對(duì)多種高溫合金和單晶合金，結(jié)合先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫渦輪葉片的典型工況，開展了一系列多軸熱機(jī)疲勞損傷預(yù)測(cè)研究，建立了適合于工程應(yīng)用的多軸熱機(jī)疲勞循環(huán)塑性本構(gòu)模型，包括相應(yīng)的計(jì)算方法和分析程序；為保證航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫承載部件安全工作及必要的使用壽命，建立了高溫合金材料的多軸熱機(jī)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，實(shí)現(xiàn)對(duì)高溫承載件壽命預(yù)測(cè)。

：請(qǐng)談?wù)劗?dāng)前國(guó)外熱障涂層（TBC）使用情況和服役壽命評(píng)估研究現(xiàn)狀。

袁荒：近年來(lái)表征TBC和服役壽命評(píng)估已成為國(guó)外渦輪研究的新熱點(diǎn)，根據(jù)不同發(fā)動(dòng)機(jī)工況優(yōu)化TBC工藝，保證發(fā)動(dòng)機(jī)壽命已成為設(shè)計(jì)開發(fā)燃機(jī)的瓶頸。近20年研發(fā)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)普遍采用TBC作為渦輪葉片保護(hù)涂層，能降低葉片溫度100～150K，提高發(fā)動(dòng)機(jī)效率，成為了先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的常規(guī)工藝。新型功能涂層的研制必須包括涂層材料、涂層制備工藝和技術(shù)、功能特性評(píng)估的設(shè)計(jì)體系3個(gè)方面。

新熱障涂層系統(tǒng)可分為4個(gè)研究方向，陶瓷頂層（Top Coat，TC）、粘接層（Bond Coat，BC）、涂層工藝和涂層系統(tǒng)性能及其壽命評(píng)估。國(guó)內(nèi)在TC、BC及其工藝方面開展了大量研究，并取得許多成果，形成了不同的涂層系統(tǒng)。但在服役壽命表征和使用壽命預(yù)測(cè)方面開展工作較少，已有的力學(xué)研究?jī)H局限于力學(xué)理論模型，難以工程應(yīng)用。雖然TBC系統(tǒng)基礎(chǔ)力學(xué)研究已進(jìn)行多年，但對(duì)TBC系統(tǒng)材料的時(shí)效力學(xué)行為研究不多，尤其是對(duì)于新一代的先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)而言，目前國(guó)際上鮮有系統(tǒng)的試驗(yàn)結(jié)果和計(jì)算模型發(fā)表，相關(guān)的力學(xué)研究和失效分析有待開展。

本人參與德國(guó)科技部的熱障涂層研究計(jì)劃，建立了基于熱生長(zhǎng)氧化層（TGO）生長(zhǎng)率的熱障涂層蠕變疲勞模型，并在MTR390E發(fā)動(dòng)機(jī)研制中成功取得了驗(yàn)證。大量試驗(yàn)表明，TBC系統(tǒng)力學(xué)行為、損傷機(jī)制與抗熱性能不僅與選用的初始材料性能相關(guān)，且在很大程度上與TBC的工作環(huán)境、微觀組織的演化、粘接層與頂層的界面狀況、粘接層與基體的界面狀況、服役環(huán)境溫度、服役時(shí)間等有著密切的關(guān)系。因此，在新型熱障涂層的壽命評(píng)估研究中，綜合考慮了材料微結(jié)構(gòu)演化、殘余應(yīng)力形成和熱機(jī)梯度載荷等因素，以得到可用于先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)服役條件下的壽命評(píng)估方法。

：請(qǐng)談?wù)勌沾苫鶑?fù)合材料（CMC）在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用和研究現(xiàn)狀？

袁荒：與傳統(tǒng)的高溫合金相比，CMC具有耐高溫、耐腐蝕、密度低等優(yōu)勢(shì)。國(guó)際上先后制定并開展了CMC在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用研究計(jì)劃，列出了CMC未來(lái)若干年在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用和發(fā)展趨勢(shì)，明確提出了CMC的應(yīng)用對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)能減排、降低冷卻氣體用量所具有的獨(dú)特技術(shù)優(yōu)勢(shì)。對(duì)于國(guó)際上尚在研發(fā)的總壓比超過(guò)70的先進(jìn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，CMC已成為渦輪葉片設(shè)計(jì)必不可少的關(guān)鍵技術(shù)。

從20世紀(jì)90年代開始，歐美以推重比8～10級(jí)航空發(fā)動(dòng)機(jī)為演示驗(yàn)證平臺(tái)，對(duì)CMC構(gòu)件進(jìn)行了大量應(yīng)用驗(yàn)證，表明CMC可使中等載荷靜止件顯著減重，并提高工作溫度和疲勞壽命。CMC噴管調(diào)節(jié)片/密封片已在國(guó)外 F100、F119、EJ200、F110、F136等多種型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)中成功試驗(yàn)并應(yīng)用。CMC在航空發(fā)動(dòng)機(jī)/燃?xì)廨啓C(jī)中的應(yīng)用使渦輪葉片和燃燒室能夠以更高的溫度工作，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率。

國(guó)內(nèi)對(duì)先進(jìn)CMC的研制、應(yīng)用等研究雖起步較晚，但近些年來(lái)在先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)研制的需求牽引下，在高性能纖維、先進(jìn)制備工藝、本構(gòu)模型、多失效模式壽命試驗(yàn)及預(yù)測(cè)模型、壽命可靠性分析等幾方面的研究取得了一定進(jìn)展，但總體來(lái)說(shuō)，研究工作仍顯局部、零散，不夠系統(tǒng)；工程應(yīng)用試驗(yàn)數(shù)據(jù)積累不足，應(yīng)用范圍十分有限，亟需開展對(duì)CMC系統(tǒng)的服役力學(xué)性能研究。

清華大學(xué)開展了一系列CMC高溫力學(xué)行為及表征方法的研究，旨在掌握CMC高溫?fù)p傷演化規(guī)律，建立高溫?fù)p傷耦合本構(gòu)模型，為CMC高壓渦輪葉片強(qiáng)度分析技術(shù)研究打通關(guān)節(jié)障礙；探索CMC渦輪葉片的服役行為，研究CMC葉片高溫環(huán)境下熱沖擊疲勞與蠕變行為，研究蒸氣環(huán)境EBC涂層對(duì)CMC壽命的影響，發(fā)展CMC熱沖擊疲勞與蠕變壽命預(yù)測(cè)方法，為CMC渦輪葉片的耐久性設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐；開展CMC高壓渦輪葉片強(qiáng)度與耐久性驗(yàn)證與分析評(píng)估，為CMC在我國(guó)先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉片中的應(yīng)用奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。