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噴涂機涂層熱循環壽命預測

  噴涂機涂層壽命是航空發動機熱端部件強度和壽命設計及評價的重要指標和參數,在很大程度上決定了航空發動機的壽命。同時,燃氣渦輪發動機加工成本高,熱循環性能測試周期長,用實驗的方法去測試其熱循環壽命往往費工費錢。于是,人們把對航空發動機熱循環性能硏究的焦點集中到了對涂層壽命的理論預測上。美國NASA從20世紀80年代就已經開始了對涂層熱循環壽命預測的硏究,之后GE、P&W、GARRET等單位也發展出各自的模型,既有從常規壽命模型出發經過修正的模型,也有特別考慮涂層中一些壽命影響因素(如邊緣效應和熱腐蝕)的模型。噴涂機發展至今,已發展出了多種關于涂層的壽命預測模型,這些模型大致可以歸為解析模型和數值模擬模型兩大類。

  1.解析模型

  Miller是最早提出了涂層壽命預測解析模型,包括黏結層的氧化效應和以載荷循環為基礎的累積損傷效應。該模型假設涂層在熱循環條件下有效應變不斷增大,建立循環次數N與應變范圍之間的關系式。

  式中,△ε表示熱障涂層應變范圍;5與6分別表示TGO的生長厚度與臨界厚度;表示臨界應變范圍,是關于δ與δ的函數。大多數設計者都是基于Mier提出的方法,經過考慮各自的使用經驗,不斷發展提出了各自不同的壽命預測模型。一致的是,這些模型中都假設了一個普遍的冪律壽命模式。

  式中,N為循環次數;A為經驗常數;a為經驗系數;△e為涂層的非彈性應變范圍。常數A考慮了黏結層與陶瓷層之間形成TG○的影晌,普遍認為TGO的形成是一個可以增加裂紋擴展和導致涂層系統失效的重要因素。除此之外,其他因素如陶瓷層燒結作用、界面形貌等也在些模型中被引入涂層壽命預測解析模型中的參量較多,且許多參量不易獲得。另外,涂層內部的組織變化、應力應變變化等過程非常復雜,而簡單的參量無法準確地描述涂層內部的各種變化與壽命之間的關聯,因而限制了其進一步的工程應用。

  2.數值模擬模型

  Buss等人建立損傷變量D(0D≤1)與溫度、循環次數等實驗條件之間的關系。式中,m為環境溫度;θma為高溫保溫溫度;tho為一次循環的保溫時間;N為循環次數。同時,通過統計分析涂層界面形貌特征,建立了損傷變量與涂層界面形貌特征值b/a(圖1-7)之間的統計分布規律;進一步提取出能代表整個涂層界面形貌的臨界特征值,建立與之對應的有限元模型通過計算涂層中危險區域的各應力分量的峰值來預測涂層的實際熱循環壽命。

  基于數值模擬方法的壽命預測模型,可以將涂層損傷變量與界面形貌、服役環境、材料特性等多個參量相關聯,使模型與實際情況更為接近。數值模擬方法能夠較準確地預測涂層服役過程中的應力變化過程,從而建立應力與壽命之間的關系,為涂層壽命預測的實際工程應用提供了重要的參考。

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