■ 李興無(wú)/中國(guó)航發(fā)航材院

航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料工作環(huán)境十分苛刻，同時(shí)承受著高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速和燃?xì)飧g帶來(lái)的負(fù)面作用。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)期在這種“極限”條件下工作，對(duì)材料有著特殊和嚴(yán)格的要求，因而材料服役性能評(píng)價(jià)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展中占有突出地位，針對(duì)復(fù)雜服役環(huán)境下材料力學(xué)性能的“積木式”（building block approach）評(píng)價(jià)技術(shù)則是航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料技術(shù)的重要組成部分。

為使航空航天飛行更加安全和經(jīng)濟(jì)，美國(guó)國(guó)家航空航天 局（NASA） 自1990年起系統(tǒng)地開展了一系列共性技術(shù)研究，旨在提高航空航天器安全飛行壽命和可靠性、減輕質(zhì)量等[1]。NASA蘭利研究中心（Langley Research Center）開展了大量從概念設(shè)想到全尺寸測(cè)試的研究項(xiàng)目。這些項(xiàng)目一般經(jīng)過(guò)選材與工藝路線確定階段、試樣的測(cè)試與分析階段（包括帶缺陷試樣的性能測(cè)試）、元件及模擬件在復(fù)雜載荷下的性能測(cè)試與分析階段、結(jié)構(gòu)件的全尺寸測(cè)試分析階段等標(biāo)準(zhǔn)研發(fā)流程。這一系列過(guò)程被稱為“積木式”驗(yàn)證，被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)體、機(jī)翼和垂尾等部件的研發(fā)工作中。

圖1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料服役性能“積木式”評(píng)價(jià)模式

“積木式”評(píng)價(jià)理念同樣在航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域得到重視和深入發(fā)展。由于測(cè)試過(guò)程的復(fù)雜性和數(shù)據(jù)的敏感性，GE航空集團(tuán)與普惠公司等航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司的相關(guān)研究工作一直都低調(diào)進(jìn)行，只是在與軍方關(guān)系密切的資料中明確強(qiáng)調(diào)了“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性領(lǐng)域的重要性[2]。實(shí)際上，GE航空集團(tuán)和普惠公司作為相關(guān)研究的深度參與者，針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料系統(tǒng)開展了“標(biāo)準(zhǔn)試樣→元件/模擬件→全尺寸零件”的“積木式”考核驗(yàn)證，積累了大量寶貴的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并在內(nèi)部形成了完整的材料服役力學(xué)性能評(píng)價(jià)方法、測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)和壽命預(yù)測(cè)軟件，研究成果為美國(guó)第四代軍用發(fā)動(dòng)機(jī)的服役可靠性、耐久性和維修性提供了堅(jiān)實(shí)的理論依據(jù)與技術(shù)支撐。

應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料的典型“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)如圖1所示，通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)試樣、元件、特征模擬件和零件等4個(gè)不同的遞進(jìn)式層級(jí)進(jìn)行評(píng)價(jià)，每一層級(jí)的研究結(jié)果直接支持下一層級(jí)的研究工作，隨著層級(jí)的遞進(jìn)，結(jié)構(gòu)越來(lái)越復(fù)雜，涉及的影響因素也越來(lái)越多，但是試驗(yàn)數(shù)量會(huì)逐漸減少，同時(shí)在每一層級(jí)的研究工作中都強(qiáng)調(diào)仿真和試驗(yàn)測(cè)試的結(jié)合[3]。本文通過(guò)對(duì)“積木式”逐層級(jí)材料服役性能評(píng)價(jià)的發(fā)展歷史、研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)的研究，總結(jié)出了促進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料服役性能評(píng)價(jià)技術(shù)發(fā)展的主要措施，供各方參考。

“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)的發(fā)展歷程

早在20世紀(jì)70年代，美國(guó)就認(rèn)識(shí)到僅采用標(biāo)準(zhǔn)力學(xué)性能試驗(yàn)很難真實(shí)地表達(dá)材料在復(fù)雜服役環(huán)境下的力學(xué)行為和失效機(jī)理，基于標(biāo)準(zhǔn)試樣建立的壽命預(yù)測(cè)模型的準(zhǔn)確性嚴(yán)重不足。為系統(tǒng)解決這一技術(shù)難題，由NASA和美國(guó)空軍牽頭，實(shí)施了多個(gè)專門的航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展和驗(yàn)證計(jì)劃，并將所取得的研究成果納入航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)高可靠性發(fā)展奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。其中，對(duì)材料“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)影響較大的兩個(gè)重要計(jì)劃是發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件技術(shù)（Hot Section Technology，HOST）計(jì)劃和國(guó)家渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高周循環(huán)疲勞科學(xué)與 技 術(shù)（High Cycle Fatigue，HCF）計(jì)劃[4-5]。

HOST計(jì)劃

1980—1987年， 由NASA牽 頭組織，研究機(jī)構(gòu)、高校、企業(yè)共同實(shí)施了著名的HOST計(jì)劃[6]。該計(jì)劃圍繞多因素耦合下各向同性/各向異性材料耐久性的關(guān)鍵問(wèn)題，從測(cè)試技術(shù)、燃燒、傳熱、結(jié)構(gòu)分析、疲勞與斷裂、表面防護(hù)等6個(gè)方面進(jìn)行了全面系統(tǒng)研究。以葉片用各向異性單晶材料為例，HOST計(jì)劃包含了以下8項(xiàng)基本任務(wù)：材料/涂層選擇和制備、候選壽命模型和本構(gòu)模型的選擇、第一級(jí)驗(yàn)證試驗(yàn)、壽命模型和本構(gòu)模型的修正、第二級(jí)驗(yàn)證試驗(yàn)、壽命模型和本構(gòu)模型的最終選擇、對(duì)主要單晶合金PWA1480的元件級(jí)驗(yàn)證、候選單晶材料的評(píng)價(jià)。在各向同性高溫合金方面，HOST計(jì)劃包含了材料/涂層/零件選擇和制備、候選壽命模型的篩選、壽命模型的優(yōu)化、驗(yàn)證試驗(yàn)以及研究報(bào)告等5項(xiàng)基本任務(wù)。

HOST計(jì)劃中針對(duì)不同材料的應(yīng)用研究遵循一條共同的途徑。首先通過(guò)基本力學(xué)性能試驗(yàn)，研究拉伸、持久/蠕變、等溫疲勞等材料本征力學(xué)行為，在測(cè)試過(guò)程中基于發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工況確定邊界條件和測(cè)試方案，從而使試驗(yàn)結(jié)果更好地揭示材料失效機(jī)理。然后逐步考慮包括氣動(dòng)熱力環(huán)境、熱機(jī)械疲勞載荷、結(jié)構(gòu)特征、涂層等真實(shí)服役工況，利用模擬試驗(yàn)和計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)，評(píng)估并發(fā)展新的材料元件/模擬件壽命模型。最后對(duì)比力學(xué)性能試驗(yàn)結(jié)果，特別是與基準(zhǔn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，驗(yàn)證新壽命模型的預(yù)測(cè)能力。

得益于HOST計(jì)劃的順利完成，美國(guó)發(fā)展了發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料的統(tǒng)一力學(xué)本構(gòu)和損傷壽命模型，建立了熱機(jī)械疲勞試驗(yàn)方法以及帶熱障涂層和抗氧化涂層材料的壽命分析與試驗(yàn)方法，為進(jìn)一步提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前溫度、熱端部件耐久性和可靠性等奠定了良好的基礎(chǔ)。

HCF計(jì)劃

隨著以HOST計(jì)劃為代表的研究成果納入航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱，美國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)因低周循環(huán)疲勞、應(yīng)力斷裂等引起的事故大幅度降低但，因振動(dòng)引起的高周循環(huán)疲勞故障日益突出。1994年，由美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）牽頭，海軍、陸軍、NASA等部門聯(lián)合發(fā)起了HCF計(jì)劃。HCF計(jì)劃從各向異性力學(xué)性能、表面狀態(tài)、頻率效應(yīng)、微動(dòng)損傷等方面開展了與材料服役性能“積木式”評(píng)價(jià)密切相關(guān)的理論分析和試驗(yàn)研究。HCF計(jì)劃在實(shí)施過(guò)程中還和高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)（IHPTET）計(jì)劃（由美國(guó)國(guó)防部、空軍、海軍、陸軍、NASA和發(fā)動(dòng)機(jī)公司等自1988年實(shí)施）的研究成果相互借鑒與支撐。HCF計(jì)劃除了考慮在研和在役發(fā)動(dòng)機(jī)的故障問(wèn)題，尤為重視先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)因特征結(jié)構(gòu)、材料和工藝帶來(lái)的結(jié)構(gòu)完整性問(wèn)題。HCF計(jì)劃總投資1.34億美元，其中IHPTET計(jì)劃和AFRL各出三分之一，工業(yè)部門出四分之一，其余由NASA和美國(guó)國(guó)防部制造技術(shù)計(jì)劃（Man Tech）承擔(dān)[4]。

HCF計(jì)劃充分研究了外物沖擊、微動(dòng)磨損、制造缺陷、低周疲勞等因素對(duì)鈦合金、高溫合金等發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料高周疲勞性能的影響，高周疲勞性能評(píng)估也從經(jīng)典古德曼（Goodman）曲線圖（安全區(qū)—不安全區(qū)）發(fā)展到考慮缺陷容限能力的疲勞極限預(yù)測(cè)方法。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱

在總結(jié)前期（1970—1980年）發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、使用和管理經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)和專項(xiàng)研究基礎(chǔ)上，美國(guó)于1984年11月頒布了第1版《發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》（Engine Structural Integrity Program，ENSIP，簡(jiǎn)稱《1783大綱》）。為了保證發(fā)動(dòng)機(jī)具有良好的結(jié)構(gòu)特性，《1783大綱》提出了設(shè)計(jì)所需資料、設(shè)計(jì)分析/材料特性及研制試驗(yàn)、零部件和核心機(jī)試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)地面和飛行試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)壽命管理等5方面任務(wù)和具體內(nèi)容?！?783大綱》首次突出強(qiáng)調(diào)了發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)研、設(shè)計(jì)與研制、生產(chǎn)和使用的全生命周期理念。

HOST、HCF等相關(guān)重要研究計(jì)劃的研究成果在航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的多次改版和修訂中得到了充分體現(xiàn)（如圖2所示）。在總結(jié)HOST研究計(jì)劃成果和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)使用經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)基礎(chǔ)上，于1997年3月頒布了第2版《發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》（簡(jiǎn)稱《1783A大綱》）。《1783A大綱》的“設(shè)計(jì)使用壽命”條目中對(duì)熱端部件、冷端部件、消耗件、軸承、附件分別通過(guò)分析和試驗(yàn)確定其設(shè)計(jì)使用壽命，并給出了當(dāng)時(shí)正在投入使用的F119發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)使用壽命。

在總結(jié)HCF研究成果基礎(chǔ)上，美國(guó)于2002年2月頒布了第3版《發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》（簡(jiǎn)稱《1783B大綱》）。與《1783A大綱》相比，《1783B大綱》主要增加了振動(dòng)與高周循環(huán)疲勞方面的要求和經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，大量篇幅給出高周循環(huán)疲勞設(shè)計(jì)、試驗(yàn)驗(yàn)證指南，最突出的有3點(diǎn)[7]：細(xì)化了高周循環(huán)疲勞的模式和要求，提出高周循環(huán)疲勞的分析和驗(yàn)證要求；細(xì)化了高周循環(huán)疲勞壽命設(shè)計(jì)要求，從振動(dòng)模態(tài)與頻率、振動(dòng)應(yīng)力與材料和構(gòu)件的疲勞強(qiáng)度等方面提出高周循環(huán)疲勞壽命的分析和驗(yàn)證要求；強(qiáng)調(diào)概率損傷容限設(shè)計(jì)思想。

圖2 美國(guó)國(guó)家研究計(jì)劃及其對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱的影響

HOST與HCF計(jì)劃幫助設(shè)計(jì)人員加深了對(duì)材料在近服役條件下力學(xué)行為本質(zhì)的理解，發(fā)展了一系列高精度的壽命預(yù)測(cè)與設(shè)計(jì)分析方法。美國(guó)于2004年對(duì)《1783B大綱》進(jìn)行了第二次修訂，強(qiáng)調(diào)單晶取向、熱梯度與機(jī)械載荷耦合對(duì)材料疲勞、蠕變等涉及結(jié)構(gòu)完整性性能的影響，使單晶渦輪葉片的設(shè)計(jì)與性能預(yù)測(cè)更加準(zhǔn)確與可控。另外，《1783大綱》A.4.6中還提到，在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)選材和詳細(xì)設(shè)計(jì)時(shí)就要進(jìn)行充足的材料結(jié)構(gòu)性能試驗(yàn)，以防止發(fā)動(dòng)機(jī)研制中后期出現(xiàn)重新設(shè)計(jì)、反復(fù)驗(yàn)證或替換材料、武器系統(tǒng)有效性下降等巨大風(fēng)險(xiǎn)。總體而言，材料的試驗(yàn)費(fèi)用相比整機(jī)試車或部件試驗(yàn)要小得多。

“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵措施

對(duì)材料的“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)影響較大的HOST和HCF計(jì)劃的順利完成，與相關(guān)機(jī)構(gòu)在技術(shù)和管理方面所采取的以下有力措施密不可分，具有較高的借鑒價(jià)值。

一是開展有針對(duì)性的系統(tǒng)試驗(yàn)工作。為獲得可靠的壽命預(yù)測(cè)模型，HOST和HCF計(jì)劃中系統(tǒng)安排了大量試驗(yàn)工作，為材料和結(jié)構(gòu)壽命模型研究提供了強(qiáng)有力的支撐。

二是高精確性的試驗(yàn)技術(shù)。利用透射電子顯微鏡（TEM）和掃描電子顯微鏡（SEM）完成試樣的微觀組織結(jié)構(gòu)分析、利用覆膜技術(shù)確定裂紋萌生壽命、利用超聲波測(cè)量法測(cè)定PWA1480的彈性模量、利用電火花方法制備含小裂紋試樣等。

三是非標(biāo)試件的設(shè)計(jì)與應(yīng)用。在原有標(biāo)準(zhǔn)試樣基礎(chǔ)上，重新設(shè)計(jì)LCF棒狀試樣和單軸管狀試樣、帶涂層的平板試樣、未噴涂的光滑和缺口疲勞試樣、帶孔試樣、微動(dòng)疲勞試樣等。利用非標(biāo)試件的性能及規(guī)律評(píng)價(jià)材料服役性能。

四是強(qiáng)調(diào)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的完整性。壽命預(yù)測(cè)研究中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)被完整系統(tǒng)地記錄在報(bào)告中。疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)通常包括試驗(yàn)條件描述、材料的應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)、試樣在不同載荷下的循環(huán)數(shù)、斷口照片等。

五是強(qiáng)調(diào)模擬仿真的重要性。HCF計(jì)劃在開展大量試驗(yàn)研究的同時(shí)，同步進(jìn)行有限元等模擬仿真，并將試驗(yàn)數(shù)據(jù)與模擬結(jié)果系統(tǒng)比對(duì)，為后續(xù)建模過(guò)程中逐步減少試驗(yàn)量提供支撐。

六是建立專門的實(shí)驗(yàn)室。包括在NASA格倫研究中心建成了一個(gè)先進(jìn)的高溫疲勞和結(jié)構(gòu)研究實(shí)驗(yàn)室，在普惠公司建立了材料與力學(xué)工程中心。

“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)及展望

針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料服役性能的“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)，被證明是推動(dòng)關(guān)鍵材料應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)以及提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的高效率技術(shù)模式。同時(shí)，具體的技術(shù)細(xì)節(jié)也成為各航空發(fā)動(dòng)機(jī)行業(yè)的核心技術(shù)而被嚴(yán)格保護(hù)。因此，在共性技術(shù)基礎(chǔ)研究方面適當(dāng)開放合作，同時(shí)在元件/模擬件非標(biāo)試驗(yàn)與研究領(lǐng)域由各發(fā)動(dòng)機(jī)公司主導(dǎo)并形成核心知識(shí)產(chǎn)權(quán)，將會(huì)是發(fā)動(dòng)機(jī)材料“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)在未來(lái)發(fā)展中的新常態(tài)。在我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制的發(fā)展歷程中，在發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性研究及應(yīng)用方面積累了一定的經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn)，但以發(fā)動(dòng)機(jī)材料“積木式”評(píng)價(jià)作為結(jié)構(gòu)完整性研究的關(guān)鍵內(nèi)容，未得到足夠重視，我國(guó)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評(píng)估與壽命校核過(guò)程中主要參考標(biāo)準(zhǔn)試樣的力學(xué)性能測(cè)試數(shù)據(jù)?；谠谠擃I(lǐng)域的發(fā)展經(jīng)驗(yàn)，國(guó)內(nèi)在發(fā)展發(fā)動(dòng)機(jī)材料“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)方面需要突出重點(diǎn)和持續(xù)跟進(jìn)，未來(lái)重點(diǎn)研究和發(fā)展方向主要包括以下幾個(gè)方面。

一是搭建復(fù)雜服役環(huán)境下材料及特征結(jié)構(gòu)件力學(xué)行為研究所需的試驗(yàn)平臺(tái)和模擬環(huán)境，使試驗(yàn)條件與發(fā)動(dòng)機(jī)葉片、渦輪盤等關(guān)鍵件特征部位的溫度場(chǎng)、應(yīng)力場(chǎng)、載荷模式等高度一致。

二是開展特征元件、模擬件在復(fù)雜服役環(huán)境下的力學(xué)行為試驗(yàn)研究和模擬仿真，突破多因素耦合下各向同性/各向異性材料力學(xué)性能表征與評(píng)價(jià)關(guān)鍵技術(shù)，形成材料近服役力學(xué)性能評(píng)價(jià)方法、測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)、數(shù)據(jù)庫(kù)等。

三是基于材料（含元件、模擬件）損傷及演化的物理機(jī)制，建立考慮材料微觀組織與力學(xué)特性、宏觀幾何特征、零部件加工工藝過(guò)程等因素的材料壽命模型，發(fā)展典型材料服役壽命計(jì)算方法及軟件系統(tǒng)。

四是通過(guò)“設(shè)計(jì)→材料→制造→考核驗(yàn)證→裝機(jī)應(yīng)用”的一體化技術(shù)驗(yàn)證，建立發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料應(yīng)用評(píng)價(jià)技術(shù)體系。

結(jié)束語(yǔ)

在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)性能指標(biāo)要求大幅度提升的背景下，系統(tǒng)性開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)研究是推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)的基本要求，是航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵材料技術(shù)研究的重要組成部分，也是提高發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性、穩(wěn)定性與經(jīng)濟(jì)性的重要保障。航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料“積木式”評(píng)價(jià)技術(shù)的深入發(fā)展，將推動(dòng)我國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)正向設(shè)計(jì)水平和長(zhǎng)時(shí)服役可靠性的提升。