航空发动机结构可靠性关键技术解析——访国家“千人计划”专家、长江学者、清华大学航天航空学院教授袁荒

本刊记者 李 丹

：结构可靠性一直是困扰我国航空发动机研发和使用的瓶颈，且其制造和结构可靠性关联研究很少开展。请简要介绍一下常用的提升航空发动机结构可靠性设计的手段。

袁荒：我国航空发动机与世界先进水平的差距最突出表现就在我们的产品结构可靠性较低，使用寿命较短。航空发动机关键零件的高温抗疲劳设计是发动机耐久性设计的关键，在极端复杂载荷状态和极端苛刻的使用条件下，压气机盘、涡轮盘和鼓筒等转子件的局部应力往往超过材料屈服强度，一旦破裂会造成非包容性的毁坏，导致灾难性的后果，其疲劳寿命制定和可靠性评价是航空发动机结构设计的瓶颈。

提高航空发动机结构可靠性的方法包括：（1）表面强化技术提高零件抗疲劳性能；（2）在单晶高温合金零件表面喷涂热障涂层，提高涡轮冷却叶片的耐高温性能；（3）使用陶瓷基复合材料等先进耐高温材料，提高热端部件在极端恶劣工作条件下的抗疲劳性能；（4）建立多轴热机械疲劳先进水平的疲劳设计理论、方法和工具，实现对高温零部件疲劳寿命的准确预测。近年来由于大量数字化分析方法的采用，国外先进航空发动机已开始系统考虑航空制造工艺对发动机服役寿命的影响，量化制造工艺和零件服役寿命的关系已成为进一步提高发动机可靠性和优化发动机设计的关键。一台先进的航空发动机不但要有良好的气动性能，更需要优良的服役性能和可靠性，而后者在我国航空发动机中更为突出。

：关键零件表面强化工艺研究已开展多年，研究现状如何？存在哪些问题？应如何解决？

袁荒：随着航空发动机性能和设计水平及要求的提高，材料的基础力学行为已不能满足设计要求。零件表面强化已成为发动机行业机械零件制造的工艺步骤。20世纪90年代末美国P&W公司和德国MTU公司合作研发发动机PW6000，其转子和叶片全部采用压缩空气喷丸表面强化，2005年后又将部分高载荷区改为超声喷丸强化；新型发动机PW1000G的高压压气机转子均采用超声喷丸强化。不同的强化工艺可以在不同程度上改变零件的疲劳损伤机理，影响零件疲劳寿命。研究表明，不同工艺所得到的最大压应力几乎相同，但是压应力区的深度相差很大：压缩空气喷丸一般在0.1～0.3mm左右，滚压能超过1mm，激光冲击比滚压要薄些，但也可达1mm，并且表面形貌差异明显，如喷丸表面的粗糙度会明显提高，而滚压工艺会提高表面质量。随着表面强化工艺的大量使用，可靠的定量寿命设计和评估方法成为亟需解决的研究课题。

国内外对表面强化工艺的应用主要基于大量试验和设计经验，理论评定方法依赖于残余应力测量和估算，并未量化零件表面材料畸变、表面形貌突变等因素的影响。疲劳寿命评估主要依赖拉伸试件疲劳试验和对平均应力的修正，未建立表面强化零件的耐久性评估方法和完整性理论，这将制约航空发动机关键零部件的设计。量化强化工艺对零件服役寿命的影响，需要研究表面强化零件改性层的细观塑性行为表征、残余应力在零件服役过程中的演化规律、表面微观裂纹扩展模型，揭示表面强化处理后微观、宏观尺度上的工艺参数、零件服役行为与零件疲劳损伤之间的关系，通过系统的微观分析、理论建模、数值模拟和试验验证，探究强化零件疲劳损伤破坏机制，量化表面强化对不同服役工况零件疲劳寿命的影响，建立寿命预测方法。

本人在德国MTU航空发动机公司开始从事表面强化零件疲劳寿命方面的研究，2005年参与德国联邦经济部的航空技术研究项目“表面强化零件疲劳寿命分析研究”，并主持疲劳寿命分析评估及表面强化零件疲劳寿命分析。基于当时的试验数据，提出了一个基于Cruse-Meyer模型的疲劳寿命计算方案，该模型目前已在德国MTU航空发动机公司使用，因为未考虑强化材料行为的演化和塑性应变的影响，该疲劳寿命模型不能准确预测非零载荷比的零件服役疲劳寿命，未能解决复杂载荷下零件疲劳寿命预测问题。近年来，清华大学课题组结合喷丸强化零件疲劳寿命试验，对残余应力演化进行了计算力学模拟，分析不同试件残余应力分布的变化，建立了相应的计算方法，深入研究了零件表面改性层畸变材料力学行为和表面形貌对零件疲劳损伤的影响，能更好地预测强化零件的疲劳损伤。

：请介绍一下多轴热机械疲劳设计方法与传统疲劳设计方法的区别和国内外的研究状况。

袁荒：航空发动机中高压压气机后几级和涡轮盘、叶片、榫头榫槽等高温零部件，在整个飞行任务及寿命周期中，会同时经历非常显著的机械载荷循环和温度循环。并且，多数情况下二者不成比例，总存在一定的相位差。这种机械载荷循环与温度循环产生的载荷叠加而导致的热机械疲劳比一般等温疲劳更为复杂，除了温度本身对材料性能的影响外，还要考虑温度变化范围、最高温度保持时间、温度变化和机械载荷变化的相位关系、疲劳和蠕变间的相互作用等众多因素对材料损伤积累和演化的影响。已有大量的试验和案例表明，等温疲劳试验预测热机疲劳寿命并不一定保守，许多镍基高温合金反相位热机疲劳寿命可能远低于同相位疲劳。另外，温度梯度会进一步改变材料变形机理，从而导致不同于均匀温度的材料损伤机理，即所谓的温度梯度机械疲劳（TGMF）。这个现象在单晶叶片中尤其明显并得到了充分的验证，零件往往同时受热载荷、温度梯度和机械载荷的作用，其应力同时受载荷和温度梯度影响。叶片的服役寿命设计必须同时考虑温度变化、温度梯度以及机械载荷的作用。建立温度梯度作用下零件服役寿命预测直接和热端部件关联，成为亟待解决的研究热点。

多数航空发动机零部件，包括广泛存在的轴和螺栓，通常承受的并不是简单拉伸载荷，而常处于多载荷共同作用下的复杂多轴应力状态，材料损伤积累同时受多载荷变量控制，尤其是在非比例载荷作用下材料疲劳寿命明显偏离基于单轴疲劳模型预测。由于多轴载荷和热机载荷状态经常同时出现在航空发动机的主要热端承载结构中，而传统使用的单轴低周疲劳预测模型无法直接有效推广，因此，开展对温度循环和多轴机械载荷循环耦合疲劳研究，即多轴热机疲劳的工程应用研究，是先进航空发动机产品研发急需解决的核心问题之一。

多轴热机疲劳研究在欧美国家已开展多年，如美国NASA和德国DLR（德宇航）开展热机温度梯度方面的工作，能较好地预测单晶镍基合金叶片的疲劳破坏机理，为产品设计提供数据和模型。目前国内热机疲劳的研究，尤其是与航空发动机相关的热机疲劳的研究非常稀缺，一方面是因为航空发动机多轴热机疲劳的疲劳损伤机理非常复杂，需要建立基于相应损伤机理的损伤力学疲劳模型，其材料在不同的相位差和应变范围内疲劳寿命的表现不一致，热机疲劳损伤的预测必须与实际零件的工况紧密结合。另一方面，无通用热机疲劳试验设备可买，且准确的温度和相位控制非常困难，试验周期非常长。与一般的等温疲劳相比，因要考虑温度和机械载荷不同相位的影响，需增加大量的试验件。

近年来，清华大学航空结构完整性实验室开展了1400℃以上的多轴热机械疲劳试验，并已针对多种高温合金和单晶合金，结合先进航空发动机高温涡轮叶片的典型工况，开展了一系列多轴热机疲劳损伤预测研究，建立了适合于工程应用的多轴热机疲劳循环塑性本构模型，包括相应的计算方法和分析程序；为保证航空发动机高温承载部件安全工作及必要的使用寿命，建立了高温合金材料的多轴热机疲劳寿命预测模型，实现对高温承载件寿命预测。

：请谈谈当前国外热障涂层（TBC）使用情况和服役寿命评估研究现状。

袁荒：近年来表征TBC和服役寿命评估已成为国外涡轮研究的新热点，根据不同发动机工况优化TBC工艺，保证发动机寿命已成为设计开发燃机的瓶颈。近20年研发的航空发动机普遍采用TBC作为涡轮叶片保护涂层，能降低叶片温度100～150K，提高发动机效率，成为了先进发动机的常规工艺。新型功能涂层的研制必须包括涂层材料、涂层制备工艺和技术、功能特性评估的设计体系3个方面。

新热障涂层系统可分为4个研究方向，陶瓷顶层（Top Coat，TC）、粘接层（Bond Coat，BC）、涂层工艺和涂层系统性能及其寿命评估。国内在TC、BC及其工艺方面开展了大量研究，并取得许多成果，形成了不同的涂层系统。但在服役寿命表征和使用寿命预测方面开展工作较少，已有的力学研究仅局限于力学理论模型，难以工程应用。虽然TBC系统基础力学研究已进行多年，但对TBC系统材料的时效力学行为研究不多，尤其是对于新一代的先进航空发动机而言，目前国际上鲜有系统的试验结果和计算模型发表，相关的力学研究和失效分析有待开展。

本人参与德国科技部的热障涂层研究计划，建立了基于热生长氧化层（TGO）生长率的热障涂层蠕变疲劳模型，并在MTR390E发动机研制中成功取得了验证。大量试验表明，TBC系统力学行为、损伤机制与抗热性能不仅与选用的初始材料性能相关，且在很大程度上与TBC的工作环境、微观组织的演化、粘接层与顶层的界面状况、粘接层与基体的界面状况、服役环境温度、服役时间等有着密切的关系。因此，在新型热障涂层的寿命评估研究中，综合考虑了材料微结构演化、残余应力形成和热机梯度载荷等因素，以得到可用于先进航空发动机服役条件下的寿命评估方法。

：请谈谈陶瓷基复合材料（CMC）在航空发动机上的应用和研究现状？

袁荒：与传统的高温合金相比，CMC具有耐高温、耐腐蚀、密度低等优势。国际上先后制定并开展了CMC在航空发动机的应用研究计划，列出了CMC未来若干年在航空发动机上的应用和发展趋势，明确提出了CMC的应用对于航空发动机节能减排、降低冷却气体用量所具有的独特技术优势。对于国际上尚在研发的总压比超过70的先进涡扇发动机，CMC已成为涡轮叶片设计必不可少的关键技术。

从20世纪90年代开始，欧美以推重比8～10级航空发动机为演示验证平台，对CMC构件进行了大量应用验证，表明CMC可使中等载荷静止件显著减重，并提高工作温度和疲劳寿命。CMC喷管调节片/密封片已在国外 F100、F119、EJ200、F110、F136等多种型号发动机中成功试验并应用。CMC在航空发动机/燃气轮机中的应用使涡轮叶片和燃烧室能够以更高的温度工作，提高了发动机的工作效率。

国内对先进CMC的研制、应用等研究虽起步较晚，但近些年来在先进航空发动机型号研制的需求牵引下，在高性能纤维、先进制备工艺、本构模型、多失效模式寿命试验及预测模型、寿命可靠性分析等几方面的研究取得了一定进展，但总体来说，研究工作仍显局部、零散，不够系统；工程应用试验数据积累不足，应用范围十分有限，亟需开展对CMC系统的服役力学性能研究。

清华大学开展了一系列CMC高温力学行为及表征方法的研究，旨在掌握CMC高温损伤演化规律，建立高温损伤耦合本构模型，为CMC高压涡轮叶片强度分析技术研究打通关节障碍；探索CMC涡轮叶片的服役行为，研究CMC叶片高温环境下热冲击疲劳与蠕变行为，研究蒸气环境EBC涂层对CMC寿命的影响，发展CMC热冲击疲劳与蠕变寿命预测方法，为CMC涡轮叶片的耐久性设计提供技术支撑；开展CMC高压涡轮叶片强度与耐久性验证与分析评估，为CMC在我国先进航空发动机高压涡轮叶片中的应用奠定坚实基础。