基于晶体塑性-扩展有限元(CP-XFEM)的涡轮盘疲劳短裂纹宏细观寿命预测方法

为解决航空发动机涡轮盘在高温循环载荷下的低周疲劳(LCF)寿命预测难题，研究人员创新性地耦合晶体塑性理论(CP)与扩展有限元法(XFEM)，建立宏细观寿命预测框架。通过子模型技术、局部网格细化和多尺度本构建模，系统分析了理想表面、工具痕迹及夹杂物等工况下的疲劳寿命。研究发现含夹杂物时喉部区域最小寿命骤降至5523次循环，为涡轮盘材料设计和工艺优化提供了重要理论依据。

　　

航空发动机涡轮盘作为核心热端部件，长期承受高温循环载荷的严峻考验。针对传统方法难以精确预测疲劳短裂纹寿命的瓶颈问题，这项研究开创性地将晶体塑性理论(Crystal Plasticity, CP)与扩展有限元法(eXtended Finite Element Method, XFEM)进行耦合，构建了革命性的宏-细观寿命预测体系。

研究团队采用子模型技术巧妙化解了工程结构与微观模型的尺度鸿沟，通过局部网格加密和跨尺度本构建模，系统模拟了三种典型工况：理想表面状态、存在工具加工痕迹的表面、以及含有非金属夹杂物的表面。令人惊讶的是，即便存在工具痕迹，涡轮盘的平均寿命仍高达502,757次循环；然而当材料中存在夹杂物时，喉部区域的最小寿命断崖式下跌至5,523次循环——这相当于安全余量骤降91%！

更值得警惕的是，在最恶劣的夹杂物分布条件下，计算得到的许用寿命仅为3,894次循环。这一发现犹如敲响警钟，强烈提示在涡轮盘制造过程中必须严格控制夹杂物含量。该研究建立的CP-XFEM多尺度框架，为航空发动机关键部件的寿命预测和结构优化提供了全新的技术路径，其创新性体现在：首次实现工程尺度与晶粒取向的跨尺度关联，精准捕捉短裂纹萌生扩展规律，为航空装备的可靠性设计注入强心剂。