張 憑,李 斌,高玉閃,霍世慧,王 振

(1.西安航天動(dòng)力研究所 航天液體動(dòng)力全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,陜西 西安 710100;2.航天推進(jìn)技術(shù)研究院,陜西 西安 710100)

0 引言

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能高、適應(yīng)性強(qiáng),是運(yùn)載火箭、航天飛機(jī)等航天運(yùn)載器的主要?jiǎng)恿ρb置[1],而重復(fù)使用運(yùn)載器是未來航天領(lǐng)域的重要發(fā)展方向。再生冷卻推力室作為重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件,工作環(huán)境和載荷較為嚴(yán)苛,是影響發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命的關(guān)鍵組件。

現(xiàn)代高性能液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室室壓可超20 MPa,燃?xì)鉁囟瓤蛇_(dá)3 500～4 000 K,推力室喉部熱流密度最大可達(dá)160 MW/m2[2-3]。為保證推力室內(nèi)壁結(jié)構(gòu)工作在合適的溫度下滿足承載能力要求,推力室通常采用再生冷卻方案(見圖1)。推力室內(nèi)壁通常采用導(dǎo)熱系數(shù)較高的銅合金,而銅合金抗腐蝕及高溫承載能力較低,因此一般采用涂/鍍層工藝降低內(nèi)壁基體結(jié)構(gòu)工作溫度、提高抗腐蝕及抗沖刷性能。長(zhǎng)時(shí)間工作時(shí),涂/鍍層在熱-力-化學(xué)作用下開裂并剝落,而內(nèi)壁在兩側(cè)溫度梯度和壓差作用下產(chǎn)生顯著塑性變形;對(duì)于重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī),在啟動(dòng)、關(guān)機(jī)、變推力、高空二次啟動(dòng)和反推回收等工況下,推力室內(nèi)壁將反復(fù)承受熱沖擊、短時(shí)超壓和水擊等惡劣載荷,結(jié)構(gòu)內(nèi)低周疲勞、蠕變、熱棘輪和化學(xué)等耦合損傷不斷累積,最終發(fā)生圖1所示的熱-機(jī)械疲勞失效—“狗室”(dog house)失效,嚴(yán)重影響組件安全及性能。推力室內(nèi)壁失效作為重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)研制的瓶頸問題一直備受關(guān)注,美、德、俄、日等國(guó)從20世紀(jì)60年代至今開展了大量試驗(yàn)和數(shù)值研究工作,旨在明晰其失效機(jī)理并發(fā)展疲勞壽命評(píng)估方法,識(shí)別關(guān)鍵敏感因素以優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及系統(tǒng)參數(shù)。

圖1 典型再生冷卻推力室內(nèi)壁故障—“狗室”失效Fig.1 Typical failure of the regeneratively-cooled thrust chamber wall—“dog house”

我國(guó)當(dāng)前正開展多種型號(hào)的重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制/預(yù)研工作,為支撐研制過程中推力室的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證,迫切需要開展推力室再生冷卻結(jié)構(gòu)的熱-機(jī)械疲勞分析方法研究。因此,本文對(duì)內(nèi)壁熱-機(jī)械疲勞分析方法發(fā)展歷程進(jìn)行梳理,重點(diǎn)分析材料本構(gòu)關(guān)系、熱-力響應(yīng)計(jì)算和疲勞壽命分析模型與方法,最后基于研究進(jìn)展與工程需求提出進(jìn)一步研究的方向和建議。

1 研究歷程

從20世紀(jì)60年代至90年代中期,以航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)機(jī)(Space Shuttle Main Engine,SSME)為應(yīng)用背景,NASA Lewis Research Center(LeRC)的學(xué)者率先針對(duì)再生冷卻推力室內(nèi)壁的熱變形及疲勞問題開展研究。2000年后,相關(guān)研究與NASA的航天飛機(jī)計(jì)劃一同暫停,而德國(guó)由于承擔(dān)了歐洲運(yùn)載火箭研發(fā)任務(wù)而成為推力室內(nèi)壁失效研究的中心?；仡櫻芯繗v程(見表 1),推力室內(nèi)壁疲勞壽命分析方法與材料本構(gòu)關(guān)系、數(shù)值求解方法和疲勞壽命模型交替發(fā)展,并在計(jì)算機(jī)技術(shù)、有限元軟件和試驗(yàn)技術(shù)的推進(jìn)下逐步由早期的等溫低周疲勞分析發(fā)展為目前最新的基于連續(xù)損傷模型的熱-機(jī)械疲勞分析。

表1 推力室內(nèi)壁疲勞壽命分析方法發(fā)展歷程

1.1 美國(guó)NASA主導(dǎo)階段

1967年,Boelkow GmbH和Rocketdyne公司研究發(fā)現(xiàn)OFHC銅合金推力室的疲勞裂紋[4-5],由此引發(fā)熱-力疲勞問題研究。隨后LeRC通過13個(gè)燃燒室循環(huán)熱試[6]和壽命預(yù)估工作[7]發(fā)現(xiàn)內(nèi)壁并非典型的疲勞失效而是棘輪加速的蠕變斷裂。Quentmeyer開展了22臺(tái)柱塞式噴管的熱試驗(yàn),發(fā)現(xiàn)循環(huán)次數(shù)增加時(shí),推力室內(nèi)壁厚度不斷變小且向燃?xì)鈧?cè)突出直至斷裂[8]。該工作首次將推力室內(nèi)壁故障定義為沿用至今的“狗室”失效。Hannum等測(cè)量不同材料推力室循環(huán)熱試驗(yàn)后變形狀態(tài)[見圖2(a)],有力支持了“狗室”失效理論[見圖2(b)],同時(shí)指出結(jié)構(gòu)失效誘因是隨循環(huán)線性累積的變形,即棘輪變形[9-10]。

圖2 文獻(xiàn)[9-10]的結(jié)果Fig.2 Results of Ref.[9-10]

1.1.1 早期等溫應(yīng)變疲勞分析

限于熱結(jié)構(gòu)疲勞的力學(xué)理論、數(shù)據(jù)積累和硬件條件,該階段熱-結(jié)構(gòu)數(shù)值分析和疲勞壽命預(yù)測(cè)方法采用了較多假設(shè)和簡(jiǎn)化,采用循環(huán)穩(wěn)定狀態(tài)下的材料應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系、等溫疲勞試驗(yàn)的應(yīng)變幅-壽命關(guān)系和線性損傷累積法評(píng)估結(jié)構(gòu)的疲勞壽命[11-12]。

1.1.2 塑性變形解析分析

LeRC的主管Quentmeyer[8]認(rèn)為,即便采用等溫疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)[13-18],預(yù)測(cè)壽命和試驗(yàn)結(jié)果的一致性仍不理想;而隨后開展的試驗(yàn)表明延性斷裂才是結(jié)構(gòu)壽命的瓶頸[19],失效分析必須考慮材料的拉伸不穩(wěn)定性。該階段產(chǎn)生了大量著名的材料統(tǒng)一黏塑性本構(gòu)關(guān)系,但限于當(dāng)時(shí)的硬件條件,大規(guī)模逐循環(huán)的彈塑性求解無法實(shí)現(xiàn),因此衍生出一系列簡(jiǎn)化的解析和半解析方法,如Porowski簡(jiǎn)化模型[19-20]和Dai-Ray夾芯梁簡(jiǎn)化模型[21]等。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和商業(yè)有限元軟件的發(fā)展,統(tǒng)一黏塑性本構(gòu)因其出色表現(xiàn)而被用來獲得更真實(shí)的結(jié)構(gòu)熱-力學(xué)響應(yīng)。雖仍采用應(yīng)變疲勞理論,但該階段工作可考慮變溫狀態(tài)下的材料性能,并基于線性損傷理論逐循環(huán)疊加損傷[22]。該方法已基本滿足工程需求,同時(shí)標(biāo)志著NASA主導(dǎo)階段的結(jié)束。

1.2 德國(guó)DLR主導(dǎo)階段

2000年左右,德國(guó)轉(zhuǎn)變?yōu)橥屏κ移趬勖把匮芯康闹行摹４髂防毡捡Y宇航中心(Dasa)和德國(guó)宇航中心(DLR)在1996年合作開展低溫火箭推進(jìn)計(jì)劃(TEKAN)以支持下一代的歐盟火箭,開展了一系列基礎(chǔ)理論、數(shù)值分析和試驗(yàn)工作,對(duì)重復(fù)使用高性能推力室進(jìn)行評(píng)估改進(jìn)[23]。DLR開創(chuàng)性地利用激光加熱的方法建立了推力室結(jié)構(gòu)的“熱-機(jī)械疲勞”(Thermo-Mechanical Fatigue, TMF)平板試驗(yàn)系統(tǒng)[24-27](見圖3),探索結(jié)構(gòu)在極端熱沖擊和熱梯度下的熱-機(jī)械疲勞和蠕變特性,陸續(xù)驗(yàn)證了流場(chǎng)、溫度場(chǎng)、結(jié)構(gòu)響應(yīng)和疲勞壽命分析結(jié)果。而Fassin等設(shè)計(jì)了可更換疲勞試樣的GOx/GCH4矩形推力室模塊化試驗(yàn)裝置,研究熱、力及化學(xué)交互作用并驗(yàn)證數(shù)值模型的合理性[28]。在充足的試驗(yàn)驗(yàn)證和數(shù)據(jù)積累下,德國(guó)科研人員開展了基于延性耗竭和連續(xù)損傷理論的內(nèi)壁失效研究。

圖3 TMF平板試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.3 TMF panel experiment system

1.2.1 準(zhǔn)靜態(tài)疲勞分析

基于NASA發(fā)展的應(yīng)變疲勞黏塑性分析方法,DLR的團(tuán)隊(duì)以Ariane 5火箭的Vulcain發(fā)動(dòng)機(jī)推力室為對(duì)象,系統(tǒng)分析了有限元模型類型、載荷施加速率、本構(gòu)關(guān)系、瞬態(tài)熱分析等對(duì)推力室熱-結(jié)構(gòu)變形和疲勞壽命的影響[29-31]。在對(duì)比試驗(yàn)和仿真結(jié)果后,Riccius引入了基于延性耗竭的準(zhǔn)靜態(tài)疲勞概念[31],基于循環(huán)載荷下的累積殘余拉應(yīng)變計(jì)算準(zhǔn)靜態(tài)損傷,解決了預(yù)測(cè)失效點(diǎn)與試驗(yàn)不一致的難題。

1.2.2 連續(xù)損傷模型(CDM)分析

準(zhǔn)靜態(tài)疲勞分析雖可定位內(nèi)壁失效點(diǎn),但仍無法充分描述“狗室”失效行為。Tini等[32-33]根據(jù)連續(xù)損傷力學(xué)理論建立了耦合損傷的黏塑性本構(gòu)關(guān)系,并進(jìn)一步引入材料蠕變損傷、老化效應(yīng)[34-35]、裂紋閉合影響[36]等因素,成功描述“狗室”變形及結(jié)構(gòu)疲勞壽命。作為該領(lǐng)域最前沿的方法,CDM雖然實(shí)現(xiàn)復(fù)雜但對(duì)推力室內(nèi)壁失效行為描述效果最理想。

2 分析方法

推力室的熱疲勞分析實(shí)質(zhì)上是建立材料熱/力學(xué)特性模型,根據(jù)既定邊界和載荷采用數(shù)值模型分析熱-力學(xué)響應(yīng),并采用熱-機(jī)械疲勞壽命理論評(píng)估損傷發(fā)展的工作。以往研究各有側(cè)重,發(fā)展了眾多新理論、新方法,現(xiàn)進(jìn)行簡(jiǎn)要梳理。

2.1 本構(gòu)關(guān)系

推力室內(nèi)壁工作于變溫環(huán)境中,承受循環(huán)熱-機(jī)械載荷且存在蠕變、沖刷和化學(xué)侵蝕等長(zhǎng)時(shí)損傷影響。內(nèi)壁材料一般選用銅合金,該類材料對(duì)溫度和加載率敏感且表現(xiàn)出不同程度的循環(huán)硬化/軟化特性。為了精確描述材料的力學(xué)響應(yīng),研究人員在不同工程需求和時(shí)代背景下采用了以下3類本構(gòu)關(guān)系,各自代表性工作見表 2。

表2 推力室力學(xué)響應(yīng)分析采用本構(gòu)關(guān)系

2.1.1 經(jīng)典彈塑性本構(gòu)

早期研究及工程計(jì)算較多采用經(jīng)典彈塑性本構(gòu),如Miller[11-12]采用RETSCP程序[37]對(duì)LeRC熱試失效的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行三維彈塑性分析。該類本構(gòu)采用理想彈塑性假設(shè)或基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合等向/隨動(dòng)強(qiáng)化特性,無法考慮時(shí)間相關(guān)行為。由于不包含蠕變行為,需要配合Norton等蠕變本構(gòu)使用。

同時(shí)由于推力室內(nèi)壁銅合金顯著的率相關(guān)硬化/軟化特性,該類本構(gòu)誤差較大。Armstrong等研究了不同材料及組合形式下的推力室身部響應(yīng)后指出,材料數(shù)據(jù)的缺乏導(dǎo)致簡(jiǎn)化的本構(gòu)關(guān)系無法描述強(qiáng)化及率相關(guān)特性,而結(jié)構(gòu)應(yīng)變率(最大0.2/s)與材料試驗(yàn)(0.01/s)存在數(shù)量級(jí)差異,且所選材料具有顯著的率敏感特性[38]。Riccius等對(duì)比了數(shù)值仿真和TMF試驗(yàn)結(jié)果后指出,經(jīng)典彈塑性模型分析結(jié)果與試驗(yàn)相差10倍以上[45]。隨著商業(yè)有限元軟件和計(jì)算機(jī)的發(fā)展,該類本構(gòu)逐漸被統(tǒng)一黏塑性本構(gòu)所代替,但當(dāng)材料試驗(yàn)數(shù)據(jù)缺乏或材料無明顯循環(huán)演化行為時(shí),其仍是力學(xué)響應(yīng)計(jì)算的普遍選擇。

2.1.2 統(tǒng)一黏塑性本構(gòu)

(1)

第一類本構(gòu)以Chaboche本構(gòu)[64, 90]為代表,因其在商業(yè)有限元軟件中的成功置入而被廣泛采用。如Asraff采用三項(xiàng)疊加的Chaboche隨動(dòng)強(qiáng)化準(zhǔn)則和Voce等向強(qiáng)化準(zhǔn)則得到了循環(huán)加載下的內(nèi)壁危險(xiǎn)點(diǎn)應(yīng)力-應(yīng)變響應(yīng)[65],開展銅合金試驗(yàn)并對(duì)比了不同等向強(qiáng)化和隨動(dòng)強(qiáng)化對(duì)銅合金力學(xué)響應(yīng)描述的差異,發(fā)現(xiàn)Chaboche本構(gòu)關(guān)系可更好地適應(yīng)推力室仿真[91];羽中豪等采用Chaboche本構(gòu)分析了不同室壓、推力和混合比設(shè)計(jì)方案的棘輪應(yīng)變[66]。

第二類本構(gòu)以Robinson[73]和Freed本構(gòu)[92]為代表。兩者均在NASA的研究計(jì)劃推動(dòng)下產(chǎn)生[93],廣泛用于航天結(jié)構(gòu),能定性地再現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)載荷下冷卻通道底部不斷凸出與變薄的現(xiàn)象,具有精確預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)壽命的能力。如Robinson等采用Robinson本構(gòu)計(jì)算SSME推力室喉部的棘輪-屈曲失效特性,發(fā)現(xiàn)交變載荷下的動(dòng)態(tài)和熱恢復(fù)效應(yīng)對(duì)蠕變屈曲影響顯著,而采用不含恢復(fù)效應(yīng)的本構(gòu)關(guān)系將導(dǎo)致非保守的蠕變壽命預(yù)測(cè)[70]。文獻(xiàn)[71-72,74]在通用有限元軟件Marc中實(shí)現(xiàn)了Freed本構(gòu)[92]和Robinson本構(gòu)[73],分析了銑槽式和管束式推力室的內(nèi)壁變形,發(fā)現(xiàn)內(nèi)壁失效與非均勻的壓力梯度和運(yùn)行時(shí)間高度相關(guān)。楊進(jìn)慧等在Marc軟件中仿真NARloy-Z材料的高溫力學(xué)特性和內(nèi)壁失效過程,與NASA報(bào)告的對(duì)比驗(yàn)證了Robinson本構(gòu)可以較好地表征高溫下材料特性和“狗室”失效模式[75]。

統(tǒng)一黏塑性本構(gòu)對(duì)材料的時(shí)間/熱恢復(fù)行為描述更簡(jiǎn)便,對(duì)材料硬化和軟化行為描述更精確,在當(dāng)前階段應(yīng)用最廣泛;但其參數(shù)較多,需要大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)來擬合。

2.1.3 損傷本構(gòu)

損傷本構(gòu)是以黏塑性本構(gòu)和Lemaitre等損傷模型為基礎(chǔ)衍生的各類描述材料性能衰退的本構(gòu)關(guān)系。根據(jù)Lemaitre損傷理論,連續(xù)損傷變量的演化過程可表示為[94]

(2)

式中:φ(Y,T,σ,ε,m)是與應(yīng)力狀態(tài)、彈性/塑性/棘輪/蠕變應(yīng)變狀態(tài)、溫度、材料屬性等相關(guān)的函數(shù);Y為應(yīng)變能釋放率。

(3)

損傷本構(gòu)目前多為德國(guó)研究人員采用,可描述老化、損傷、蠕變、侵蝕等導(dǎo)致的材料性能衰退。如德國(guó)Astrium GmbH公司的Schwarz等基于損傷本構(gòu)仿真了推力室內(nèi)壁失效過程,考慮了高溫下材料的應(yīng)力松弛、應(yīng)變率相關(guān)特性、各向同性和隨動(dòng)強(qiáng)化特性,通過修改硬化參數(shù)反映老化效應(yīng)并通過分解拉/壓應(yīng)力分量引入微缺陷閉合效應(yīng)[86]。Kowollik基于A-F隨動(dòng)強(qiáng)化、Voce等向強(qiáng)化、Perzyna率相關(guān)特性和Lemaitre延性損傷特性定量描述“狗室”變形程度[63]。該類本構(gòu)實(shí)現(xiàn)難度大,參數(shù)定義多樣且識(shí)別難度較高,但更適用于復(fù)雜熱-力-化學(xué)環(huán)境下的漸進(jìn)損傷分析,是目前推力室內(nèi)壁分析中最具潛力的材料本構(gòu)關(guān)系。

2.2 熱-力響應(yīng)計(jì)算

內(nèi)壁熱-力響應(yīng)計(jì)算涉及熱對(duì)流、熱傳導(dǎo)、熱變形、機(jī)械變形等物理過程,可采用解析方法和有限元方法求解控制方程,最終獲得結(jié)構(gòu)應(yīng)力-應(yīng)變歷程。解析方法采用簡(jiǎn)化力學(xué)模型,可快速計(jì)算內(nèi)壁變形量,適用于方案優(yōu)化和在線動(dòng)態(tài)損傷評(píng)估;有限元法精度更高,適用于精細(xì)化響應(yīng)和壽命分析。而半解析方法通過特定時(shí)間點(diǎn)的有限元節(jié)點(diǎn)位移插值獲得全循環(huán)形變結(jié)果,目前較少使用。表 3中列舉了部分較典型的響應(yīng)計(jì)算研究工作。

表3 推力室力學(xué)響應(yīng)計(jì)算方法

2.2.1 (半)解析計(jì)算

半解析方法由Armstrong[41]提出,采用預(yù)測(cè)-修正的解析算法將10個(gè)熱試循環(huán)數(shù)值分析的薄化量曲線外插到200循環(huán)以預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)失效點(diǎn),并在100、200循環(huán)進(jìn)行彈塑性分析修正插值過程[42]。后續(xù)研究中考慮了材料的軟化和硬化特性,通過插值有限元節(jié)點(diǎn)位移獲得外插的結(jié)構(gòu)變形量。

為了建立高效簡(jiǎn)便的壽命設(shè)計(jì)流程,文獻(xiàn)[19-20]建立了冷卻槽簡(jiǎn)化矩形梁模型,以解析法計(jì)算應(yīng)變并與Marc軟件的有限元計(jì)算結(jié)果對(duì)比,精確性在可接受范圍;隨后Robinson等采用理想Shanley夾心柱(梁)模型解析計(jì)算SSME推力室喉部的棘輪-屈曲失效特性[70]。與此同時(shí),由于SSME的大規(guī)模使用和維護(hù),LeRC開展了發(fā)動(dòng)機(jī)減損控制研究,旨在兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)性能和負(fù)載[97]。為在使用中(循環(huán)內(nèi)部)評(píng)估損傷并動(dòng)態(tài)調(diào)整控制策略,Dai等[21]采用夾心梁模型[70]及Freed本構(gòu)[92]實(shí)時(shí)解析計(jì)算內(nèi)壁薄化量。

2.2.2 有限元分析

有限元分析目前被廣泛應(yīng)用于內(nèi)壁失效和壽命分析,文獻(xiàn)[56-57]開發(fā)了熱-力耦合有限元程序,系統(tǒng)分析了推力室中冷卻劑流動(dòng)、壁面換熱過程、結(jié)構(gòu)傳熱和熱變形問題,討論了建模方法差異、內(nèi)壁失效機(jī)理和影響因素?；诘认驈?qiáng)化本構(gòu)關(guān)系的研究表明,采用瞬態(tài)熱分析計(jì)算的結(jié)構(gòu)壽命降低40%以上,而推力室中溫度和壓力高頻振蕩造成的高周疲勞損傷可忽略[31]。后續(xù)引入Peirce率相關(guān)模型的研究表明,率相關(guān)本構(gòu)和瞬態(tài)熱分析對(duì)結(jié)構(gòu)響應(yīng)和疲勞壽命預(yù)測(cè)至關(guān)重要[29]。而對(duì)平面應(yīng)變、廣義平面應(yīng)變[30]和三維模型[96]的對(duì)比發(fā)現(xiàn),平面應(yīng)變模型預(yù)測(cè)的循環(huán)壽命最低。Armstrong的三維熱-結(jié)構(gòu)分析指出二維模型即可滿足熱響應(yīng)分析精度要求,但熱-力應(yīng)變分析需用三維模型[40]。

目前熱-力響應(yīng)有限元分析采用單、雙向耦合兩種方式,單向因耦合計(jì)算簡(jiǎn)便而被廣泛采用,如印度液體火箭推進(jìn)系統(tǒng)中心(LPSC)的Asraff等采用單向耦合分析氫氧和液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力室響應(yīng)和疲勞壽命[58-59];張亮等采用二維單向耦合簡(jiǎn)化模型分析了內(nèi)壁的熱疲勞壽命[49]。雙向耦合理論上可反映結(jié)構(gòu)形變對(duì)熱力學(xué)過程的影響,如文獻(xiàn)[53-55]采用流固耦合計(jì)算沿軸向三維再生冷卻槽道的熱機(jī)構(gòu)變形[見圖4(a)]和低周疲勞壽命,分析了冷卻流道和冷卻劑參數(shù)對(duì)疲勞壽命的影響,但其計(jì)算代價(jià)高且目前研究未明確表明其對(duì)精度的提升效果。

圖4 文獻(xiàn)[55]、文獻(xiàn)[61]中部分仿真結(jié)果Fig.4 Selected simulation results in Ref.[55,61]

熱過程分析普遍采用二維穩(wěn)態(tài)計(jì)算以形成穩(wěn)態(tài)溫度載荷曲線,早期雖有瞬態(tài)分析,但實(shí)際是線性插值處理的穩(wěn)態(tài)載荷[11-12],如Armstrong等[38]基于發(fā)動(dòng)機(jī)冷/熱態(tài)工況載荷曲線[見圖5(a)]進(jìn)行的流-熱分析和平面應(yīng)變模型[見圖5(b)]求解,并不能反映啟動(dòng)、關(guān)機(jī)過程的瞬態(tài)熱沖擊載荷影響。目前研究表明瞬態(tài)載荷對(duì)內(nèi)壁失效影響顯著,如孫冰等的三維瞬態(tài)熱分析研究表明內(nèi)壁溫度約0.10 s達(dá)到穩(wěn)態(tài),明顯快于外壁;瞬態(tài)分析得到的最大殘余應(yīng)變比穩(wěn)態(tài)分析高15.7%[見圖4(b)],損傷水平更高[61]。

圖5 文獻(xiàn)[38]的結(jié)果Fig.5 Results of Ref.[38]

隨著燃燒室狀態(tài)、室壁沉積物和涂層等因素的變化,流動(dòng)和溫度場(chǎng)的經(jīng)驗(yàn)計(jì)算結(jié)果將偏離試驗(yàn)真實(shí)值[3],而采用試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)與瞬態(tài)分析耦合的策略,可在驗(yàn)證CFD結(jié)果的同時(shí)修正流動(dòng)和溫度場(chǎng)與經(jīng)驗(yàn)計(jì)算的差異。如文獻(xiàn)[67-69]基于Song等[98]的湍流燃燒CFD方法和結(jié)果,在FLUENT中進(jìn)行流動(dòng)-傳熱分析獲得溫度和壓力載荷三維分布[67],后期采用試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果作為輸入數(shù)據(jù)[68],利用非線性有限元分析結(jié)構(gòu)應(yīng)力-應(yīng)變響應(yīng)[見圖6(a)]并基于Riccius等[30]的方法評(píng)估結(jié)構(gòu)的準(zhǔn)靜態(tài)損傷。該方法對(duì)DLR的TMF平板試驗(yàn)仿真結(jié)果與試驗(yàn)觀察一致性較好[見圖6(b)]。

圖6 文獻(xiàn)[67]的結(jié)果Fig.6 Results of Ref.[67]

2.3 疲勞壽命分析模型

隨著內(nèi)壁損傷機(jī)理認(rèn)知的深入,疲勞壽命分析模型和方法也不斷衍生,可大致分為傳統(tǒng)低周-蠕變壽命模型、Porowski塑性失穩(wěn)模型、Dai-Ray內(nèi)壁薄化模型、Riccius準(zhǔn)靜態(tài)疲勞模型和連續(xù)損傷模型。目前傳統(tǒng)低周-蠕變壽命模型和準(zhǔn)靜態(tài)疲勞模型被廣泛采用,二者區(qū)別為是否考慮延性耗竭損傷,而基于連續(xù)損傷模型的研究是當(dāng)前熱點(diǎn)。表 4中給出上述模型的基本形式和代表研究供參考。

2.3.1 傳統(tǒng)低周-蠕變壽命模型

傳統(tǒng)低周-蠕變模型以局部應(yīng)力應(yīng)變法和Miner線性損傷累積理論為基礎(chǔ),采用Manson-Coffin公式計(jì)算失效點(diǎn)在特定循環(huán)應(yīng)變幅下的疲勞壽命和損傷,基于蠕變持久試驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算蠕變損傷,根據(jù)載荷分頻計(jì)算損傷和壽命。工程適應(yīng)性強(qiáng),試驗(yàn)數(shù)據(jù)需求相對(duì)較小,但預(yù)測(cè)壽命分散性大。Miller基于材料等溫疲勞數(shù)據(jù)和修正的通用斜率公式預(yù)測(cè)低周疲勞壽命:預(yù)測(cè)壽命為80循環(huán),而實(shí)際試驗(yàn)裂紋萌生壽命為39循環(huán)[11-12]。Riccius等模擬TMF結(jié)構(gòu)變形并采用Manson-Coffin公式計(jì)算疲勞壽命,預(yù)測(cè)結(jié)果比試驗(yàn)值低32%,且預(yù)測(cè)失效點(diǎn)和結(jié)構(gòu)變形狀態(tài)與試驗(yàn)不一致[62]。但由于各損傷組分獨(dú)立,該模型便于剖析各損傷影響及變化。Armstrong等采用應(yīng)變-壽命曲線預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)疲勞壽命,參數(shù)研究發(fā)現(xiàn)降低熱膨脹率、提高熱傳導(dǎo)率可以降低非彈性變形[38-39]。Asraff等給出了低周、蠕變、棘輪損傷對(duì)內(nèi)壁失效的影響占比[91]。程誠(chéng)等分析了結(jié)構(gòu)內(nèi)疲勞損傷隨工作循環(huán)的變化趨勢(shì)和分布,發(fā)現(xiàn)隨著工作循環(huán)的上升,殘余應(yīng)變線性累積,疲勞損傷非線性增長(zhǎng)[53-55]。

表4 推力室疲勞壽命模型

2.3.2 Porowski塑性失穩(wěn)模型

文獻(xiàn)[19-20]基于冷卻槽簡(jiǎn)化矩形梁解析模型計(jì)算內(nèi)壁撓度,建立壽命分析模型:忽略隨動(dòng)強(qiáng)化影響并假設(shè)循環(huán)中內(nèi)壁薄化率不變,提出基于臨界厚度的塑性失穩(wěn)準(zhǔn)則并計(jì)算塑性失穩(wěn)壽命;同時(shí)基于疲勞壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析低周疲勞壽命,以停止薄化厚度作為判定結(jié)構(gòu)塑性失穩(wěn)和低周失效的臨界點(diǎn)。考慮到SSME的冷卻劑壓力較高且運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間長(zhǎng),Dadlani等進(jìn)一步基于Norton律引入蠕變效應(yīng),根據(jù)Robinson時(shí)間分?jǐn)?shù)損傷和Kachanov連續(xù)損傷理論計(jì)算蠕變損傷,提出考慮蠕變斷裂的Porowski模型[43]。北京航空航天大學(xué)的楊進(jìn)慧等[47]采用蠕變修正的Porowski壽命模型分析SSME的NARloy-Z內(nèi)壁在熱載荷下的使用壽命,研究了隨動(dòng)強(qiáng)化對(duì)結(jié)構(gòu)分析的影響[60],分析了“狗室”失效中內(nèi)壁厚度和蠕變應(yīng)變隨加載次數(shù)的變化規(guī)律。Porowski模型簡(jiǎn)單易用,其停止薄化厚度的提出與棘輪安定性的概念相似。雖然基于解析方法建立,但其壽命分析準(zhǔn)則同樣適用于有限元計(jì)算結(jié)果。

2.3.3 Dai-Ray內(nèi)壁薄化模型

與Porowski模型類似,Dai等[21]在采用夾心梁模型[70]分析內(nèi)壁變形時(shí)提出了基于內(nèi)壁薄化量和變形極限的失效準(zhǔn)則,其貢獻(xiàn)是將傳統(tǒng)的逐循環(huán)分析改為連續(xù)時(shí)域動(dòng)態(tài)損傷計(jì)算,實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)剩余壽命,配合發(fā)動(dòng)機(jī)減損控制。如文獻(xiàn)[79-82]建立了冷卻夾套隔片的結(jié)構(gòu)損傷模型,仿真發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)系統(tǒng)性能對(duì)損傷發(fā)展的影響,指出該模型還需更多借鑒材料、結(jié)構(gòu)和損傷力學(xué)的方法,完善損傷動(dòng)力學(xué)模型以進(jìn)一步研究部件失效機(jī)理。Sung等同時(shí)采用基于塑性失穩(wěn)的Porowski的矩形梁模型、文獻(xiàn)[21]的夾芯梁模型和基于應(yīng)變幅-壽命關(guān)系的有限元模型計(jì)算內(nèi)壁壽命,表明采用黏塑性本構(gòu)的夾芯梁模型對(duì)壽命預(yù)測(cè)效果較好[77-78]。從損傷準(zhǔn)則來看,文獻(xiàn)[21]的模型實(shí)質(zhì)上是僅考慮變形極限而忽略低周疲勞和蠕變的Porowski模型,因而其對(duì)損傷機(jī)制的描述并不完善。但其時(shí)域連續(xù)損傷的概念及減損控制的思想對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)健康監(jiān)測(cè)和動(dòng)態(tài)控制具有借鑒意義。

2.3.4 Riccius準(zhǔn)靜態(tài)疲勞模型

德國(guó)DLR的Riccius基于延性耗竭思想定義了準(zhǔn)靜態(tài)疲勞(棘輪)損傷[31],即循環(huán)載荷下的累積殘余拉應(yīng)變,該定義與Porowski模型的塑性失穩(wěn)所關(guān)注的失效機(jī)理相似,但Riccius從塑性耗散的角度明確失效本質(zhì),并采用唯象學(xué)的復(fù)合損傷方法將準(zhǔn)靜態(tài)疲勞和低周疲勞疊加,正確定位了結(jié)構(gòu)失效點(diǎn)-內(nèi)壁中心[29-31]。該模型目前被眾多學(xué)者采用,如Ferraiuolo等采用了Riccius評(píng)估內(nèi)壁壽命,驗(yàn)證“狗室”失效特征[84];王召等分析了某甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)6種推力室方案中內(nèi)壁材料、熱處理狀態(tài)、厚度、溝槽結(jié)構(gòu)和涂層對(duì)壽命的影響[48];北京航空航天大學(xué)的康玉東等[50-51]采用Riccius模型分析不同內(nèi)壁材料、厚度、高寬比推力室的低周和棘輪損傷,并將方法擴(kuò)展為三維模型[52]。

2.3.5 CDM壽命預(yù)測(cè)模型

CDM模型將材料性能衰退過程在響應(yīng)分析和壽命預(yù)測(cè)中予以考慮,以損傷值閾值作為材料失效判據(jù),其核心工作是損傷本構(gòu)的建立和參數(shù)識(shí)別。從目前公開文獻(xiàn)來看,CDM模型對(duì)結(jié)構(gòu)失效形態(tài)的仿真效果較好,但壽命預(yù)測(cè)效果還需要更多驗(yàn)證。如Thiede等[34-35]在Tini等[32-33]的工作基礎(chǔ)上建立了耦合Lemaitre各向同性損傷的Chaboche黏塑性本構(gòu)模型,并引入材料老化影響。模型采用不同溫度下的單軸拉伸試驗(yàn)標(biāo)定材料硬化、蠕變和老化特性,復(fù)現(xiàn)了損傷發(fā)生點(diǎn)及肋的增厚現(xiàn)象,但無法反映冷卻通道內(nèi)壁的“頸縮”現(xiàn)象[見圖7(a)]。后續(xù)工作引入裂紋閉合參數(shù)表征拉/壓狀態(tài)下等效楊氏模量的差異,成功描述“狗室”變形及疲勞壽命[36]。

圖7 CDM計(jì)算結(jié)果[34,86]Fig.7 Results of CDM[34,86]

此外,Schwarz等的三維熱-結(jié)構(gòu)分析結(jié)果很好地描述了內(nèi)壁薄化現(xiàn)象并定量表征了“狗室”變形程度[見圖7(b)][86]。研究表明失效與延性斷裂相關(guān);不含損傷的模型嚴(yán)重高估了內(nèi)壁壽命(3倍),而引入損傷后的仿真壽命僅比試驗(yàn)值高25%。文獻(xiàn)[86]認(rèn)為,考慮化學(xué)沖擊和侵蝕作用或可更好地反映內(nèi)壁薄化過程并得出偏保守的壽命預(yù)估[見圖7(c)]。隨后Schwarz分別采用各向同性和各向異性損傷模型對(duì)比微缺陷閉合效應(yīng)對(duì)模型響應(yīng)的影響,發(fā)現(xiàn)各向異性損傷和微缺陷閉合效應(yīng)會(huì)增強(qiáng)燃?xì)鈧?cè)內(nèi)壁的膨脹和薄化特征,但對(duì)總體失效行為的影響不顯著[87]。若分析目的是獲得失效位置和壽命,則無微缺陷閉合效應(yīng)的各向同性損傷模型即可滿足精度要求。

在最新的研究中,文獻(xiàn)[88-89]基于Kowollik[63]建立了Astrium GmbH氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)推力室三維瞬態(tài)流-固耦合模型[見圖8(a)],研究了內(nèi)壁粗糙度、裂紋隨循環(huán)的變化過程及熱障涂層對(duì)結(jié)構(gòu)工作狀態(tài)的影響,同時(shí)基于已有黏塑性損傷模型[63]分析了疲勞壽命。目前來看,該研究對(duì)推力室結(jié)構(gòu)的失效過程仿真最貼近試驗(yàn)現(xiàn)象,模型中最大損傷分布與失效試件外表面吻合,但仍未能準(zhǔn)確表征內(nèi)壁的薄化現(xiàn)象[見圖8(b)]。

圖8 CDM計(jì)算結(jié)果[63,88]Fig.8 Calculated results of CDM[63,88]

3 研究展望

從已有試驗(yàn)和仿真研究結(jié)果來看,推力室收擴(kuò)段喉部的再生冷卻結(jié)構(gòu)是壽命薄弱點(diǎn),其溫度及壓力場(chǎng)均勻但瞬時(shí)載荷突出。而重復(fù)使用設(shè)計(jì)下的多次啟動(dòng)-關(guān)機(jī)、回收及變推力工況增加了載荷的動(dòng)態(tài)不確定性,在線損傷監(jiān)測(cè)具有重要意義。

從國(guó)內(nèi)工程需求來看,發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)使用壽命評(píng)估方法和標(biāo)準(zhǔn)尚未完善。各型發(fā)動(dòng)機(jī)推力室的工況、內(nèi)壁結(jié)構(gòu)、材料性能、制造工藝存在差異,而“狗室”失效、蠕變損傷、基體/涂鍍層耦合失效等問題均與實(shí)際結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)參數(shù)相關(guān),且受材料制備和制造工藝影響,不能完全照搬國(guó)外研究經(jīng)驗(yàn)。以蠕變損傷為例,其在內(nèi)壁失效中的影響至今未有定論:Kasper研究表明蠕變影響顯著,循環(huán)-蠕變壽命是低周疲勞壽命的30%～50%[44];Armstrong等[38]、日本JAXA[85, 100-101]、Asraff等[91]均認(rèn)為制約內(nèi)壁壽命的主要損傷模式為低周疲勞損傷,其次為棘輪損傷,蠕變損傷貢獻(xiàn)比低周損傷小2～3個(gè)數(shù)量級(jí)。在我國(guó)研制的各型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)中,內(nèi)壁失效究竟與何種損傷密切相關(guān),蠕變是否為重點(diǎn)考慮對(duì)象,采用何種本構(gòu)關(guān)系和壽命模型等問題,都需要設(shè)計(jì)單位從基礎(chǔ)數(shù)據(jù)和方法出發(fā),系統(tǒng)、完整地建立壽命分析方法后才能回答。

結(jié)合目前研究進(jìn)展和工程需求,可從以下方向開展研究。

3.1 全服役周期瞬態(tài)載荷環(huán)境

變溫環(huán)境下材料性能隨溫度動(dòng)態(tài)變化,細(xì)微的溫度偏差將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)力學(xué)響應(yīng)和疲勞性能的顯著差異[15],低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室分析中40 ℃的溫度誤差可能導(dǎo)致50%的壽命差距[23, 28]。因此精確的溫度場(chǎng)是結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析和壽命評(píng)估的關(guān)鍵。

啟動(dòng)、關(guān)機(jī)過程的熱沖擊和瞬態(tài)壓力導(dǎo)致結(jié)構(gòu)高速率熱應(yīng)變和機(jī)械應(yīng)變,而銅合金具有顯著的應(yīng)變率敏感特性[38, 86],表現(xiàn)為率相關(guān)的屈服強(qiáng)度和硬化特性。忽略動(dòng)態(tài)加卸載歷程將使結(jié)構(gòu)響應(yīng)和疲勞壽命產(chǎn)生較大差異,已有研究表明瞬態(tài)分析下的最大殘余應(yīng)變比穩(wěn)態(tài)分析高15.7%[61],結(jié)構(gòu)壽命降低40%以上[31]。而引入瞬態(tài)載荷可更好地考慮熱/壓力沖擊造成的結(jié)構(gòu)損傷。此外,無顯著沖擊效應(yīng)的動(dòng)態(tài)瞬態(tài)也可能造成結(jié)構(gòu)損傷,發(fā)動(dòng)機(jī)完全關(guān)機(jī)不是非穩(wěn)態(tài)熱狀態(tài)計(jì)算的結(jié)束時(shí)刻,溫度載荷與響應(yīng)的計(jì)算需要延續(xù)到關(guān)鍵區(qū)域溫度場(chǎng)達(dá)到平衡狀態(tài)為止。

目前,推力室內(nèi)壁多采用單次穩(wěn)態(tài)載荷曲線,除無法反映瞬態(tài)效應(yīng)外,也不能包括影響重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)推力室疲勞壽命的全部工況。因此需要分析獲得考慮推力室制造、考核試車、多次啟動(dòng)-關(guān)機(jī)、回收及變推力工況的全服役周期瞬態(tài)載荷環(huán)境。

3.2 材料本構(gòu)關(guān)系

推力室內(nèi)壁工作于熱-機(jī)械載荷下,本構(gòu)關(guān)系需能反映變溫下的材料性能變化、循環(huán)載荷下的等向/隨動(dòng)強(qiáng)化特性、非對(duì)稱循環(huán)下的棘輪變形行為、高溫下的蠕變現(xiàn)象及應(yīng)變率敏感特征。目前尚未有通用的黏塑性本構(gòu)關(guān)系可以完美描述各類材料的所有力學(xué)特性,需要針對(duì)材料特點(diǎn)、失效形式、應(yīng)用場(chǎng)景和數(shù)據(jù)基礎(chǔ)發(fā)展合適的本構(gòu)關(guān)系。Arnold等在研究中發(fā)現(xiàn),被廣泛推崇的Robinson本構(gòu)對(duì)內(nèi)壁的薄化效應(yīng)描述不足,而簡(jiǎn)單的冪律模型可以更精確且高效地模擬“狗室”效應(yīng)[22]。Ferraiuolo等曾對(duì)比幾類常用黏塑性本構(gòu)對(duì)內(nèi)壁變形的仿真結(jié)果,指出差異不大于10%,該結(jié)論普適性雖有待商榷,但一定程度上說明一味追求復(fù)雜的先進(jìn)方法并不一定能顯著提升分析精度[83]。

此外,應(yīng)重視材料數(shù)據(jù)對(duì)參數(shù)標(biāo)定的影響,試驗(yàn)數(shù)據(jù)的缺乏和參數(shù)識(shí)別的誤差很容易掩蓋復(fù)雜本構(gòu)所帶來的優(yōu)勢(shì),甚至造成更大偏差。NASA早期研究就曾因試驗(yàn)數(shù)據(jù)缺乏而產(chǎn)生響應(yīng)計(jì)算和疲勞特性插值的誤差[38]。目前國(guó)內(nèi)亟需完善與內(nèi)壁實(shí)際加工制造過程、熱處理工藝相一致的材料在不同溫度下的基礎(chǔ)力學(xué)參數(shù)、循環(huán)應(yīng)力-應(yīng)變特性及低周疲勞、蠕變和熱-機(jī)械疲勞性能數(shù)據(jù)庫,為本構(gòu)參數(shù)的精準(zhǔn)識(shí)別和結(jié)構(gòu)壽命預(yù)測(cè)提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

3.3 熱-機(jī)械損傷模型及驗(yàn)證

重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)推力室的設(shè)計(jì)壽命量級(jí)低于一般機(jī)械結(jié)構(gòu),屬于超低周范疇,但可靠性要求苛刻,因此其壽命預(yù)測(cè)精度極為重要。延性損傷模型比Manson-Coffin等低周疲勞方法更適用于超低周疲勞分析[28],且可實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)計(jì)算工作循環(huán)內(nèi)的損傷發(fā)展情況,結(jié)合測(cè)量數(shù)據(jù)完成健康監(jiān)測(cè)。結(jié)合目前國(guó)際前沿研究進(jìn)展,可建立綜合考慮延性耗竭、長(zhǎng)時(shí)熱效應(yīng)、老化、化學(xué)作用的熱-機(jī)械連續(xù)損傷模型(CDM),國(guó)內(nèi)目前鮮有基于CDM的響應(yīng)分析和壽命預(yù)測(cè)研究。

損傷模型的參數(shù)識(shí)別和可行性驗(yàn)證必須通過相關(guān)試驗(yàn)完成,而整機(jī)試車代價(jià)高、周期長(zhǎng)且限于結(jié)構(gòu)原因難以測(cè)量危險(xiǎn)點(diǎn)的熱/力學(xué)數(shù)據(jù)?？砷_展模塊化推力室縮尺試驗(yàn)和熱-機(jī)械模擬件試驗(yàn),通過實(shí)時(shí)測(cè)量、結(jié)構(gòu)無損檢測(cè)和斷口分析等手段明晰內(nèi)壁損傷機(jī)理、建立并驗(yàn)證損傷模型。除此之外,還可開展發(fā)射回收后發(fā)動(dòng)機(jī)推力室的損傷檢測(cè)技術(shù),量化結(jié)構(gòu)失效特征,驗(yàn)證數(shù)值分析方法并評(píng)估推力室剩余壽命。

3.4 基體與涂/鍍層耦合失效分析

目前液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室內(nèi)壁普遍采用涂/鍍層工藝達(dá)成隔熱、防氧化、抗腐蝕的目的。涂/鍍層的表面狀態(tài)變化、局部破損、翹曲和脫落將改變壁面流動(dòng)換熱及內(nèi)壁熱載荷,進(jìn)而影響結(jié)構(gòu)壽命。目前氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)一般采用熱障涂層,其損傷及剝落對(duì)內(nèi)壁熱載荷的影響大于結(jié)構(gòu)影響;而液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)一般采用Ni/Cr厚鍍層,硬質(zhì)鍍層與內(nèi)壁厚度相當(dāng),其在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度上的貢獻(xiàn)和疲勞壽命中的作用不容忽視;鍍層和內(nèi)壁間存在力學(xué)響應(yīng)失配和損傷發(fā)展不同步,二者的耦合作用可能導(dǎo)致多種潛在失效模式,而國(guó)內(nèi)外鮮有相關(guān)研究。為合理評(píng)估內(nèi)壁的整體失效,需建立基體與涂/鍍層耦合失效模型。

3.5 基于有限數(shù)據(jù)的工程方法

實(shí)際工程設(shè)計(jì)中,設(shè)計(jì)人員往往僅能獲得有限的載荷特征和材料試驗(yàn)數(shù)據(jù),先進(jìn)方法的適用性和可靠性難以保證[102]。我國(guó)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)多,結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)參數(shù)、載荷工況和制造工藝差異大,逐型號(hào)獲得系統(tǒng)完整的載荷環(huán)境、材料本構(gòu)關(guān)系、性能數(shù)據(jù)庫和先進(jìn)壽命分析方法需要長(zhǎng)期的科研與試驗(yàn)投入?？紤]到目前重復(fù)使用的緊迫需求,設(shè)計(jì)人員短期內(nèi)將面臨基于少量數(shù)據(jù)的參數(shù)標(biāo)定、不完全載荷特征下的壽命評(píng)估和基于等溫疲勞數(shù)據(jù)的熱-機(jī)械失效分析等問題,而建立基于有限數(shù)據(jù)的工程方法具有重要意義。

4 結(jié)論

本文綜述了重復(fù)使用液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)再生冷卻推力室內(nèi)壁的熱-機(jī)械疲勞分析方法,介紹其發(fā)展歷程并對(duì)比梳理了主要方法和代表性研究,最后給出研究建議:為發(fā)展先進(jìn)方法,可分析獲得全服役周期瞬態(tài)載荷環(huán)境,建立精確的材料本構(gòu)關(guān)系、熱-機(jī)械損傷模型并考慮基體與涂/鍍層的耦合失效行為;從短期工程需求考慮,應(yīng)建立基于有限數(shù)據(jù)的工程分析方法。