关键词：寿命预测;各向异性;涡轮叶片;热机械疲劳;晶体塑性理论
摘 要：航空发动机涡轮叶片热机械疲劳寿命的快速准确预测是提高发动机安全性和可靠性的重要途径之一。本文以IC10合金涡轮叶片为研究对象，基于晶体的塑性理论建立了弹塑性本构关系和三参数幂函数能量法寿命预测模型。根据真实涡轮叶片载荷条件，确定叶片热机械疲劳寿命薄弱位置为叶根处气膜孔，并设计了薄壁模拟件开展数值模拟和试验研究，获取了4种热机械疲劳载荷条件下叶片的应力-应变关系和寿命。结果表明：以晶体塑性理论为基础的各向异性本构能够很好地表征IC10合金的弹塑性应力-应变关系；基于晶体塑性理论计算得到的薄壁圆管试验件的热机械疲劳寿命与试验结果基本一致，在2倍误差带以内；所构建的三参数幂函数能量法模型具有参数少、易获取的优势，可为复杂结构涡轮叶片热机械疲劳寿命计算提供一定的参考。
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