航 空 学 报
Ｏｃｔ．２５ ２０１１Ｖｏｌ．３２Ｎｏ．１０ １９３０－
１９３６Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ ＩＳＳＮ １０００－６８９３ ＣＮ １１－
１９２９／Ｖ收稿日期：２０１０－１２－２１；退修日期：２０１１－０１－１０；录用日期：２０１１－０４－２０；网络出版时间：２０１１－０４－２７
１６∶００网络出版地址：ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．１９２９．Ｖ．２０１１０４２７．１６００．００４．ｈｔｍｌ ＤＯＩ：ＣＮＫＩ：１１－
１９２９／Ｖ．２０１１０４２７．１６００．００４基金项目：国家自然科学基金（１０８７２０１５）；航空科学基金（２００８ＺＢ５１０１７）；北京航空航天大学博士创新基金
＊通讯作者．
Ｔｅｌ．：０１０－８２３１６３５６ Ｅ－ｍａｉｌ：ｙａｎｘｉａｏｊｕｎ＠ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ引用格式：闫晓军，邓瑛，孙瑞杰，等．定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能差异研究［Ｊ］．航空学报，２０１１，３２（１０）：１９３０－１９
３６．ＹａｎＸｉａｏｊｕｎ，Ｄｅｎｇ Ｙｉｎｇ，Ｓｕｎ Ｒｕｉｊｉｅ，ｅｔ ａｌ．Ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｆａｔｉｇｕｅ ｐｒｏｐｅｒｔｙ
ｖａｒｉａｔｉｏｎ ａｔ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｒｅｇｉｏｎｓ ｏｎ ａ ＤＳ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ［Ｊ］．ＡｃｔａＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ，２０１１，３２（１０）：１９３０－１９
３６．ｈｔｔｐ：／／ｈｋｘｂ．ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ ｈｋｘｂ＠ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ文章编号：１０００－６８９３（２０１１）１０－１９３０－
０７定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能
差异研究
闫晓军＊，邓瑛，孙瑞杰，谢建文
北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京 １００１９１
摘 要：为了研究定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能及差异，根据典型涡轮叶片的工艺和几何特征，设计了两类叶片模拟件和用于对比研究的带缺口的对比试件，
在此基础上开展了高温低循环疲劳试验和对比分析研究。试验结果表明：缘板模拟件、叶冠模拟件的材料疲劳性能分别为对比试件（和叶身中部材料性能基本相当）的５．９３％和７．６８％。这说明叶片不同部位的材料疲劳性能差异明显，在定向凝固涡轮叶片的结构、寿命设计中，需要考虑这种差异。研究结果对于定向凝固涡轮叶片设计、
分析方法的完善和成形工艺的改进具有重要意义。关键词：涡轮叶片；低循环疲劳；叶片模拟件；定向凝固；显微组织中图分类号：Ｖ３２１．９５ 文献标识码：Ａ
定向凝固是一种先进的铸造技术，
目前先进航空发动机的涡轮叶片多采用这一技术来铸造。在合金熔液的定向凝固过程中，需要采取适当的措施来避免横向传热，并在固－液界面及其附近的熔液中维持适当的温度梯度，对于镍基合金来说，这样的铸造将形成沿〈００１〉方向生长的柱状晶组织，减少了因横向晶界存在而引起的晶间断裂等不利因素，使得定向凝固涡轮叶片径向（〈００１
〉方向）的高温力学性能优于等轴晶叶片，显著提高了叶片使用寿命和可靠性［
１－
２］。文献研究发现［３－
４］，在定向凝固过程中，铸件
的几何形状对柱状晶的生长存在显著影响。对于外形规则的等截面铸件，热流方向比较容易控制，这使得晶粒生长方向与预定凝固方向保持一致；对于外形较复杂的铸件，如截面存在突变等，在几何截面发生突变的部位，易出现横向传热，造成固－液界面及其附近区域的温度场发生扭曲，从而
导致该区域附近的晶粒生长方向偏离理想的凝固方向。涡轮叶片的外形较为复杂，
在叶片的某些部位，如缘板、叶冠附近，存在明显的几何突变，可能导致这些部位及其附近区域的温度场发生扭曲，造成局部晶粒生长偏离预定方向，即叶片不同部位的显微组织可能是不相同的。
借助显晶检测技术，已经证实定向凝固几何突变铸件与没有几何突变铸件的显微组织特征存
在差异［
５－
８］。如果叶片不同部位的显微组织不同，那么取决于显微组织的材料力学性能也会存在差
异［９－
１２］。然而，目前定向凝固涡轮叶片的设计方
法仅考虑材料的各向异性，
而未考虑叶片各部位材料性能不一致的特点［１３－
１５］，考虑到叶片的几何
形状，其不同部位显微组织差异造成的材料力学性能差异到底有多大，
是否应该在叶片设计过程中加以考虑，对于定向凝固涡轮叶片的设计来说，是一个非常重要的问题，因为这直接关系到叶片
闫晓军等：定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能差异研究１９３１
及航空发动机在外场使用的安全和可靠性。
针对这一问题，本文结合典型涡轮叶片几何特征以及定向凝固高温合金ＤＺ２２Ｂ，定量研究了在定向凝固工艺下，由于叶片复杂几何因素而引起的叶片不同部位材料疲劳性能的差异。研究方法如下：设计具有叶片不同部位几何和工艺特征的模拟件，开展高温低循环疲劳试验，得到其疲劳寿命，并与从没有几何突变时凝固成形的板块上切取的带缺口的对比试件进行对比试验研究，最后给出在一定试验条件下定向凝固叶片不同部位材料疲劳性能的差异。
１ 试件设计
如前所述，在定向凝固过程中，几何突变对柱状晶生长存在影响，因而选定叶片的缘板、叶冠两个区域进行研究，对应设计了两类叶片模拟件（具有叶片研究区域显微组织特征）；此外，为了开展对比研究，还设计了一类对比试件，该类试件代表没有几何突变影响时凝固成形的显微组织（与叶片叶身中部显微组织特征接近）。
试件设计的基本原则为：①模拟件能代表叶片典型部位的几何特征；②模拟件的显微组织与叶片的对应部位相似；③疲劳试验时，各试件考核部位的试验状态相同。
１．１ 试件几何特征
如图１所示，两类模拟件（图１（ａ）、图１（ｂ））的形状和尺寸完全相同，模拟件考核区域为靠近
图１ 代表叶片几何特征的模拟件及对比试件外形
Ｆｉｇ．１ Ｇｅｏｍｅｔｒｙ ｏｆ ｔｈｅ ｔｗｏ ｔｙｐｅｓ ｏｆ ｂｌａｄｅ－ｌｉｋｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎａｎｄ ａ ｎｏｔｃｈｅｄ ｓｐｅｃｉｍｅｎ凸台的几何突变区（凸台尺寸：２２ｍｍ×１４．５ｍｍ×３ｍｍ），其突变比例、突变区高度和过渡部位的圆角等参数均与叶片对应区域相似，可以反映叶片缘板和叶冠部位的几何特征。其中：图１（ａ）的凸台位于试件下方，为缘板模拟件；图１（ｂ）的凸台位于试件上方，为叶冠模拟件；图１（ｃ）为对比试件，试验段中部带缺口，试验段两端有引伸计夹持凸台。
１．２ 试件显微组织
铸件的显微组织和熔液凝固过程中的温度梯度密切相关，而温度梯度与几何外形及工艺参数密切相关。在模拟件与叶片对应区域几何特征相似的基础上，保证材料相同（均为ＤＺ２２Ｂ）、定向凝固工艺条件（如凝固方向、冷却条件、抽拉速度等）和真实叶片的工艺相同，从而确保了两者的显微组织特征也相似；对比试件从同批次材料、与叶片相同定向凝固工艺铸造的板块上切取，其显微组织代表无几何突变情况下，定向铸造得到的显微组织。
缘板模拟件典型显晶照片如图２（ａ）所示，凝固起始于试件底部，故该区域晶粒数目多，随后，模拟件横截面缓慢收缩（图中“Ｉ选晶区域”）使得柱状晶呈现出一定的择优生长，晶粒数目有所减少，凸台处横截面突然收缩重复了晶粒择优生长过程，但晶粒择优生长的效果更为明显，到达试验段的晶粒数目明显减少。叶冠模拟件典型显微组织照片如图２（ｂ）所示，凝固也起始于试件底部，在到达凸台前已完成晶粒的择优生长，随后晶粒经过凸台，截面突然扩张并未使考核部位晶粒特征明显改变。将缘板、叶冠模拟件考核部位显微组织特征与图３中叶片对应部位的显微组织进行对比后可知，两者显微组织特征相似。对比试件（图２（ｃ）所示）试验段内的晶粒规则、排列整齐，与叶片叶身中部的显微组织基本接近。
由于几何因素影响定向凝固过程，两类模拟件与对比试件考核部位的显微组织（如图４所示）存在如下差异：①模拟件、对比试件考核部位晶粒横向尺寸（试验段宽度除以对应的晶粒数目）不同，对比试件晶粒横向尺寸略小于模拟件；②对比试件、叶冠模拟件考核部位晶粒完整，缘板模拟件
１９３２
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图２ 试件典型晶貌特征
Ｆｉｇ．２ Ｔｙｐｉｃａｌ ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ｏｆ ｔｈｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ
图３ 涡轮叶片典型晶貌特征
Ｆｉｇ．３ Ｔｙｐｉｃａｌ ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ａ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ
图４ 试件考核部位显微组织特征差异
Ｆｉｇ．４ Ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅ ａｍｏｎｇ ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ
ａｔ ｔｅｓｔ ｓｅｃｔｉｏｎ
考核部位存在停止生长的晶粒，可能生成对疲劳
性能不利的晶界；③缘板、叶冠模拟件凸台外侧晶
粒生长方向严重偏离预定凝固方向（试件高度方
向），与预定凝固方向夹角达９０°，表明该区域存
在较严重的横向传热。
叶片模拟件、对比试件考核部位显微组织
存在差异，必然导致其宏观力学性能存在差
异。这种差异可以通过试件的寿命试验进行
评定。
１．３ 试件应力分析
在高温低循环疲劳试验中，构件的寿命主要
取决于考核部位的材料性能、应力状态、温度等主
要因素。如果在试验中，保持３类试件考核部位
的应力状态、温度一致，则试件的寿命长短就反映
了材料高温疲劳性能的高低。
由于缘板模拟件和叶冠模拟件的几何形状完
全相同，在同样的拉伸加载条件下，两类模拟件的
应力水平和应力分布必然相同。关于对比试件，
可以通过设计其缺口外形，实现其考核部位的应
力状态和模拟件考核部位应力状态相似。图５
（ａ）为缘板模拟件和对比试件应力分布云图，可以
看出：当对比试件选择合适的缺口半径时（ｒ＝
１．５ｍｍ），模拟件试验段应力最大点的Ｖｏｎ－Ｍｉ－
ｓｅｓ应力水平和对比试件完全相同；而且，应力最
大点附近区域的应力分布也相似，如图５（ｂ）
所示。
上述分析表明，所设计的两类模拟件能够反
映叶片不同部位的显微组织，对比试件的铸造过
程、几何特征及显微组织和叶身中部相似，因此
闫晓军等：
定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能差异研究１９３３
图５ 模拟件、对比试件Ｖｏｎ－Ｍ
ｉｓｅｓ应力分布Ｆｉｇ．５ Ｖｏｎ－Ｍｉｓｅｓ ｓｔｒｅｓｓ ｖａｒｉａｔｉｏｎ ｏｆ ｐ
ｌａｔｆｏｒｍ－ｌｉｋｅ ｓｐｅｃｉ－ｍｅｎ ａｎｄ ｎｏｔｃｈｅｄ ｓｐ
ｅｃｉｍｅｎ
对比试件的数据能基本代表叶身中部的材料性能。此外，３类试件在高温低循环疲劳试验中能够实现应力状态、温度的一致，因此，其疲劳寿命数据可以反映叶片缘板、叶冠部位以及叶身中部材料疲劳性能及差异。
２ 高温低循环疲劳试验
２．１ 试验条件
本文利用图６、图７所示的试验装置和表１所列的试验条件，针对所设计的３类试件，开展高温低循环疲劳试验。
试验时，试件两端夹持在上下试验夹具中，夹具借助摩擦原理将试验机的拉伸载荷传递到试件上；利用电感应加热炉为试件试验段提供恒定的温度载荷（试件试验段周围绕有电磁感应线圈，可使试验段保持恒定的温度）；在试验段内选择合适的监测点安装热电偶，以便对温度进行测量和监控；同时，利用显微放大设备对试件的裂纹萌生和扩展过程进行监测。
图６ 高温疲劳试验机及监视系统
Ｆｉｇ．６ Ｈｉｇｈ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｔｅｓｔ ｆａｃｉｌｉｔｙ
ａｎｄ ｍｉ－ｃｒｏｓｃｏｐ
ｅ ｍｏｎｉｔｏｒ图７ 高温疲劳试验试件夹具
Ｆｉｇ．７ Ｆｉｘｔｕｒｅ ｆｏｒ ｈｉｇｈ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｆａｔｉｇ
ｕｅ ｔｅｓｔｓ表１ 疲劳试验条件Ｔａｂｌｅ １ Ｆａｔｉｇ
ｕｅ ｔｅｓｔ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓＰａｒａｍｅｔｅｒ ＶａｌｕｅＰｅａｋ ｓｔｒｅｓｓ／ＭＰａ １ ０２７Ｓｔｒｅｓｓ ｒａｔｉｏ Ｒ ０．１Ｗａｖｅ ｆｏｒｍ Ｔｒｉａｎｇ
ｕｌａｒ ｗａｖｅＰｅｒｉｏｄｓ／ｓ
３Ｔｅｍｐ
ｅｒａｔｕｒｅ／℃５４０
２．２ 试验结果
基于上述试验条件，对缘板模拟件、叶冠模拟件和对比试件分别进行了３个子样的疲劳试验。试件的破坏照片如图８所示，缘板模拟件和叶冠模拟件均在几何突变区与试验段之间的过渡区起裂并破坏；而对比试件中有２个子样的疲劳循环
数超过１０
５
次（低循环疲劳和高循环疲劳的寿命临界值）尚未出现可见裂纹，由于该循环数已远超过模拟件的断裂寿命，因此停止试验并将当前循环数作为子样的疲劳寿命。试验数据如表２所示。
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图８ 破坏试件照片
Ｆｉｇ．８ Ｆａｔｉｇｕｅ ｒｕｐｔｕｒｅ ｆｅａｔｕｒｅｓ ｏｆ ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ
表２ 高温低循环疲劳试验数据
Ｔａｂｌｅ ２ Ｈｉｇｈ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｌｏｗ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｄａｔａ
Ｓｐｅｃｉｍｅｎ
Ｃｙｃｌｅ ｎｕｍｂｅｒ Ｎｆ
１ ２ ３
Ｐｌａｔｆｏｒｍ－ｌｉｋｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎ ６ ４９０ １２ ６０５ ２８ ９７６
Ｓｈｒｏｕｄ－ｌｉｋｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎ ９ ２１０ ４３ ２７４ ５３ ２８２
Ｎｏｔｃｈｅｄ ｓｐｅｃｉｍｅｎ １５４ ０９１ ５４ ５８０ １０９ １２０２．３ 数据分析
对各类试件的试验数据进行对数正态分布处理，采用存活率９９．８７％，置信度５０％的安全寿命作为对比参量。同时，为了更直观地了解模拟件疲劳性能的差异，以对比试件的安全寿命为基准，定义各试件的相对安全疲劳寿命为
相对安全疲劳寿命＝
模拟件安全寿命
对比件安全寿命
×１００％
（１） 数据分析的结果如表３所示。可以看出，两类叶片模拟件的疲劳安全寿命均低于对比试件；叶冠模拟件的疲劳安全寿命略高于缘板模拟件。由于模拟件的试验结果反映了叶片缘板、叶冠与叶身过渡区域材料的疲劳性能，对比试件的试验结果基本反映了叶片叶身中部的疲劳性能。因此，根据此次试验结果可以看出：对于定向凝固涡轮叶片来说，叶身中部材料疲劳性能最好，叶身与叶冠过渡区域材料次之，叶身与缘板过渡区域材料疲劳性能最差；同时也可以看出，由于几何突变的影响，叶片在叶冠和缘板过渡部位的材料性能远低于对比试件，在此次试验条件下，对比试件的疲劳安全寿命分别是缘板、叶冠模拟件的１６．８６倍和１３．０２倍。
表３ 高温低循环疲劳寿命数据分析
Ｔａｂｌｅ ３ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｈｉｇｈ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｌｏｗ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅ ｄａｔａ
Ｓｐｅｃｉｍｅｎ
Ｌｏｇｎｏｒｍａｌ ｐａｒａｍｅｔｅｒ
Ｍｅａｎ
ｌｉｆｅ
Ｓｔａｎｄａｒｄ
ｄｅｖｉａｔｉｏｎ
９９．８７％
５０％
Ｓａｆｅ ｌｉｆｅ
Ｒｅｌａｔｉｖｅ
ｆａｔｉｇｕｅ
ｌｉｆｅ／％
Ｐｌａｔｆｏｒｍ－ｌｉｋｅ
ｓｐｅｃｉｍｅｎ
１３ ３３３ ２．４７５ ８６４ ５．９３
Ｓｈｒｏｕｄ－ｌｉｋｅ
ｓｐｅｃｉｍｅｎ
２７ ６９２ ２．８９６ １ １１８ ７．６８
Ｎｏｔｃｈｅｄ
ｓｐｅｃｉｍｅｎ
９７ １７８ １．８７５ １４ ５６６ １００
综上所述，一方面，相比没有几何突变条件下凝固成形的对比试件，模拟件几何突变区的存在明显地弱化了过渡部位的材料疲劳性能；另一方面，根据１．３节中的显微组织分析结果，几何突变区距离结晶起始端的位置不同，突变区的显微组织形貌特征也不同，继而使得其疲劳性能也可能存在差异。在定向凝固涡轮叶片的设计中，如果直接利用标准试件（平板试件）试验得出的材料性能数据进行寿命估算，可能会给出过高的寿命裕度，因而存在安全隐患。
闫晓军等：定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能差异研究１９３５
３ 结 论
设计了代表定向凝固涡轮叶片不同部位材料力学性能的试件，开展了高温低循环疲劳试验。通过试验研究和数据对比分析，得到如下结论：
（１）定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能差异明显，需要在叶片结构及寿命设计中予以考虑。对于此次研究的试验件，其缘板模拟件、叶冠模拟件的疲劳安全寿命分别为对比试件（代表叶身中部疲劳性能）的５．９３％和７．６８％。
（２）本文提供的模拟件设计思路和对比研究方法能够较为准确地获得叶片不同部位材料性能的差异程度，对定向凝固叶片设计水平和使用可靠性的提高具有重要意义。
参 考 文 献
［１］ 陈荣章．航空铸造涡轮叶片合金和工艺发展的回顾与展望［Ｊ］．航空制造技术，２００２（２）：１８－２４．
Ｃｈｅｎ Ｒｏｎｇｚｈａｎｇ．Ｒｅｖｉｅｗ ａｎｄ ｐｒｏｓｐｅｃｔ ｏｆ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｓ ｏｆ
ｃａｓｔ ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｓ ａｎｄ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｆ ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ ｔｕｒｂｉｎｅ
ｂｌａｄｅ［Ｊ］．Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００２
（２）：１８－２４．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）
［２］ Ｈａｒｒｉｓ Ｋ，Ｅｒｉｃｋｓｏｎ Ｇ Ｌ，Ｓｃｈｗｅｒ Ｒ Ｅ．Ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ ｓｏｌｉｄｉ－ｆｉｅｄ ａｎｄ ｓｉｎｇｌｅ ｃｒｙｓｔａｌ ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｓ［Ｍ］．Ｎｅｗ Ｙｏｒｋ：ＡＳＭ
Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，１９９０：９９５－１００６．
［３］ Ｙａｎｇ Ｘ Ｌ，Ｄｏｎｇ Ｈ Ｂ，Ｗａｎｇ Ｗ，ｅｔ ａｌ．Ｍｉｃｒｏｓｃａｌｅ ｓｉｍｕｌａ－ｔｉｏｎ ｏｆ ｓｔｒａｙ ｇｒａｉｎ ｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｉｎ ｉｎｖｅｓｔｍｅｎｔ ｃａｓｔ ｔｕｒｂｉｎｅ
ｂｌａｄｅｓ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ａ，２００４，
３８６（１－２）：１２９－１３９．
［４］ Ｓｕｎ Ｒ Ｊ，Ｙａｎ Ｘ Ｊ，Ｄｅｎｇ Ｙ，ｅｔ ａｌ．Ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｓｉｍｕｌａ－ｔｉｏｎ ｏｆ ｂｌａｄｅ－Ｌｉｋｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ ｄｕｒｉｎｇ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａ－
ｔｉｏｎ［Ｃ］∥Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ２ｎｄ ＩＳＪＰＰＥ．２００８：２８０－２８４．［５］ Ｗａｎｇ Ｗ，Ｋｅｒｍａｎｐｕｒ Ａ，Ｌｅｅ Ｐ Ｄ，ｅｔ ａｌ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆｄｅｎｄｒｉｔｉｃ ｇｒｏｗｔｈ ｉｎ ｔｈｅ ｐｌａｔｆｏｒｍ ｒｅｇｉｏｎ ｏｆ ｓｉｎｇｌｅ ｃｒｙｓｔａｌ
ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｓｃｉ－
ｅｎｃｅ，２００３，３８（２１）：４３８５－４３９１．
［６］ Ｗａｎｇ Ｗ，Ｌｅｅ Ｐ Ｄ，ＭｃＬｅａｎ Ｍ．Ａ ｍｏｄｅｌ ｏｆ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ｉｎ ｎｉｃｋｅｌ－ｂａｓｅｄ ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｓ：ｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇ
ｐｒｉｍａｒｙ ｄｅｎｄｒｉｔｅ ｓｐａｃｉｎｇ ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ［Ｊ］．Ａｃｔａ Ｍａｔｅｒｉａｌｉａ，
２００３，５１（１０）：２９７１－２９８７．
［７］ 孙瑞杰，闫晓军，聂景旭．定向凝固涡轮叶片高温低周疲劳的破坏特点［Ｊ］．航空学报，２０１１，３２（２）：３３７－３４３．
Ｓｕｎ Ｒｕｉｊｉｅ，Ｙａｎ Ｘｉａｏｊｕｎ，Ｎｉｅ Ｊｉｎｇｘｕ．Ｆａｉｌｕｒｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓ－
ｔｉｃｓ ｏｆ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ ｕｎｄｅｒ ｈｉｇｈ
ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｌｏｗ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｌｏａｄ［Ｊ］．Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ
ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ，２０１１，３２（２）：３３７－３４３．（ｉｎ Ｃｈｉ－
ｎｅｓｅ）
［８］ 冯广召，沈军，邹敏佳，等．抽拉速度对高温合金ＤＺ１２５定向凝固中缩松的影响［Ｊ］．铸造，２００９，５８（５）：４２７－
４３０．
Ｆｅｎｇ Ｇｕａｎｇｚｈａｏ，Ｓｈｅｎ Ｊｕｎ，Ｚｏｕ Ｍｉｎｊｉａ，ｅｔ ａｌ．Ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ
ｏｆ ｗｉｔｈｄｒａｗａｌ ｒａｔｅ ｏｎ ｔｈｅ ｍｉｃｒｏ－ｐｏｒｏｓｉｔｙ ｏｆ ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ
ＤＺ１２５ｉｎ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｆｏｕｎｄｒｙ，２００９，５８
（５）：４２７－４３０．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）
［９］ 岳珠峰，吕震宙，杨治国，等．晶体取向的偏差和随机性对镍基单晶叶片强度与疲劳寿命的影响［Ｊ］．航空动力学
报，２００３，１８（４）：４７７－４８０．
Ｙｕｅ Ｚｈｕｆｅｎｇ，Ｌｕ Ｚｈｅｎｚｈｏｕ，Ｙａｎｇ Ｚｈｉｇｕｏ，ｅｔ ａｌ．Ｉｎｆｌｕ－
ｅｎｃｅ ｏｆ ｄｅｖｉａｔｉｏｎ ａｎｄ ｒａｎｄｏｍｎｅｓｓ ｏｆ ｃｒｙｓｔａｌｌｏｇｒａｐｈｉｃ ｏｒｉｅｎ－
ｔａｔｉｏｎｓ ｏｎ ｔｈｅ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ａｎｄ ｌｉｆｅ ｏｆ ｎｉｃｋｅｌ－ｂａｓｅ ｓｉｎｇｌｅ ｃｒｙｓｔａｌ
ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｐｏｗ－
ｅｒ，２００３，１８（４）：４７７－４８０．（ｉｎ Ｃｈｉｎｅｓｅ）
［１０］ Ａｒａｋｅｒｅ Ｎ Ｋ，Ｓｗａｎｓｏｎ Ｇ．Ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｃｒｙｓｔａｌ ｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎ ｏｎｆａｔｉｇｕｅ ｆａｉｌｕｒｅ ｏｆ ｓｉｎｇｌｅ ｃｒｙｓｔａｌ ｎｉｃｋｅｌ ｂａｓｅ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ
ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｆｏｒ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅｓ
ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ，２００２，１２４（１）：１６１－１７６．
［１１］ Ｚｈａｏ Ｙ，Ｗａｎｇ Ｌ，Ｌｉ Ｈ Ｙ，ｅｔ ａｌ．Ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｒｅｃｒｙｓｔａｌｌｉｚａ－ｔｉｏｎ ｏｎ ｔｈｅ ｌｏｗ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｂｅｈａｖｉｏｒ ｏｆ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ ｓｏｌｉｄｉ－
ｆｉｅｄ ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ ＤＺ４０Ｍ［Ｊ］．Ｒａｒｅ Ｍｅｔａｌｓ，２００８，２７（４）：
４２５－４２８．
［１２］ Ａｌｅｘａｎｄｒｅ Ｆ，Ｄｅｙｂｅｒ Ｓ，Ｐｉｎｅａｕ Ａ．Ｍｏｄｅｌｌｉｎｇ ｔｈｅ ｏｐｔｉ－ｍｕｍ ｇｒａｉｎ ｓｉｚｅ ｏｎ ｔｈｅ ｌｏｗ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｌｉｆｅ ｏｆ ａ Ｎｉ ｂａｓｅｄ
ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ ｉｎ ｔｈｅ ｐｒｅｓｅｎｃｅ ｏｆ ｔｗｏ ｐｏｓｓｉｂｌｅ ｃｒａｃｋ ｉｎｉｔｉａｔｉｏｎ
ｓｉｔｅｓ［Ｊ］．Ｓｃｒｉｐｔａ Ｍａｔｅｒｉａｌｉａ，２００４，５０（１）：２５－３０．
［１３］ Ｍａｒａｈｌｅｈ Ｇ，Ｋｈｅｄｅｒ Ａ Ｒ Ｉ，Ｈａｍａｄ Ｈ Ｆ．Ｃｒｅｅｐ ｌｉｆｅ ｐｒｅ－ｄｉｃｔｉｏｎ ｏｆ ｓｅｒｖｉｃｅ－ｅｘｐｏｓｅｄ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅｓ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌｓ
Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ａ，２００６，４３３（１－２）：３０５－３０９．［１４］ Ｙｕｅ Ｚ Ｆ，Ｌｕ Ｚ Ｚ，Ｚｈｅｎｇ Ｃ Ｑ．ｅｔ ａｌ．Ｌｉｆｅ ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｎｉｃｋｅｌ－ｂａｓｅｄ ｓｉｎｇｌｅ ｃｒｙｓｔａｌ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅｓ：ｖｉｓｃｏｐｌａｓｔｉｃ ｃｔｒｙｓｔａｌｌｏ－
ｇｒａｐｈｉｃ ｃｏｎｓｔｉｔｕｔｉｖｅ ｂｅｈａｖｉｏｒ［Ｊ］．Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｅｄ
Ｆｒａｃｔｕｒｅ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ，１９９６，２４（２）：１３９－１４５．
［１５］ Ｃｈｅｎ Ｌ Ｊ，Ｌｉｕ Ｙ Ｈ，Ｘｉｅ Ｌ Ｙ．Ｐｏｗｅｒ－ｅｘｐｏｎｅｎｔ ｆｕｎｃｔｉｏｎｍｏｄｅｌ ｆｏｒ ｌｏｗ－ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｌｉｆｅ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ａｎｄ ｉｔｓ ａｐｐｌｉｃａ－
ｔｉｏｎｓ［Ｊ］．Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｆａｔｉｇｕｅ，２００７，２９（１）：
１－９．
作者简介：
闫晓军（１９７３－） 男，博士，教授，博士生导师。主要研究方向：高温结构力学、智能材料结构等。
Ｔｅｌ：０１０－８２３１６３５６
Ｅ－ｍａｉｌ：ｙａｎｘｉａｏｊｕｎ＠ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ
邓瑛（１９８０－） 男，博士研究生。主要研究方向：高温结构力学。
Ｔｅｌ：０１０－８２３１６３５６
Ｅ－ｍａｉｌ：ｙｉｎｇｄｅｎｇ＠ｓｊｐ．ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ
１９３６
航 空 学 报Ｏｃｔ．２５ ２０１１Ｖｏｌ．３２Ｎｏ．１０
孙瑞杰（１９８３－） 女，博士研究生。主要研究方向：高温结构力学。
Ｔｅｌ：０１０－８２３１６３５６
Ｅ－ｍａｉｌ：ｓｒｊ＿０５１５＠１６３．ｃｏｍ谢建文（１９８６－） 男，硕士。主要研究方向：高温结构力学。Ｅ－ｍａｉｌ：ｉａｍｘｉｅｊｉａｎｗｅｎ＠１６３．ｃｏｍ
Ｓｔｕｄｙ ｏｆ Ｆａｔｉｇｕｅ Ｐｒｏｐｅｒｔｙ Ｖａｒｉａｔｉｏｎ ａｔ Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ
Ｒｅｇｉｏｎｓ ｏｎ ａ ＤＳ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｂｌａｄｅ
ＹＡＮ Ｘｉａｏｊｕｎ＊，ＤＥＮＧ Ｙｉｎｇ，ＳＵＮ Ｒｕｉｊｉｅ，ＸＩＥ Ｊｉａｎｗｅｎ
Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｊｅｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ，Ｂｅｉｈａｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １００１９１，Ｃｈｉｎａ
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｄｕｅ ｔｏ ｔｈｅ ｇｅｏｍｅｔｒｙ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ，ｔｈｅ ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ（ＤＳ）ｂｌａｄｅ ｒｅｇｉｏｎｓ ｉｓｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ ｐｒｏｃｅｓｓ，ｗｈｉｃｈ ｓｕｇｇｅｓｔｓ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｍａｙ ａｌｓｏ ｓｈｏｗ ｖａｒｉａｔｉｏｎ ａｍｏｎｇｔｈｅｓｅ ｒｅｇｉｏｎｓ．Ｔｈｒｅｅ ｔｙｐｅｓ ｏｆ ＤＳ ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ（ｐｌａｔｆｏｒｍ－ｌｉｋｅ，ｓｈｒｏｕｄ－ｌｉｋｅ ａｎｄ ｎｏｔｃｈｅｄ）ａｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｔｏ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅ ｔｈｅ ｄｉｆｆｅｒ－ｅｎｃｅｓ ｔｈｒｏｕｇｈ ｈｉｇｈ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｌｏｗ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｔｅｓｔｓ．Ｔｅｓｔｓ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｆａｔｉｇｕｅ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓ ｏｆ ｔｈｅ ｓｈｒｏｕｄ－ｌｉｋｅｓｐｅｃｉｍｅｎ ａｎｄ ｔｈｅ ｐｌａｔｆｏｒｍ－ｌｉｋｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎ ａｒｅ ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ ７．６８％ａｎｄ ５．９３％ｔｈｏｓｅ ｏｆ ｔｈｅ ｎｏｔｃｈｅｄ ｓｐｅｃｉｍｅｎ．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ，ｔｈｅｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅ ｏｆ ｆａｔｉｇｕｅ ｐｒｏｐｅｒｔｙ ａｍｏｎｇ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｒｅｇｉｏｎｓ ｏｎ ａ ＤＳ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ ｓｈｏｕｌｄ ｂｅ ｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄ ｉｎ ｂｌａｄｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄｅｓｉｇｎａｎｄ ｆａｔｉｇｕｅ ｌｉｆｅ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ．Ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｒｅｓｕｌｔｓ ｍａｙ ａｌｓｏ ｈｅｌｐ ｔｏ ｉｍｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ ｐｒｏｃｅｓｓｅｓ ｏｆ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ ｔｕｒｂｉｎｅｂｌａｄｅ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ．
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ；ｌｏｗ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ；ｂｌａｄｅ－ｌｉｋｅ ｓｐｅｃｉｍｅｎ；ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ；ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ
Ｒｅｃｅｉｖｅｄ：２０１０－１２－２１；Ｒｅｖｉｓｅｄ：２０１１－０１－１０；Ａｃｃｅｐｔｅｄ：２０１１－０４－２０；Ｐｕｂｌｉｓｈｅｄ ｏｎｌｉｎｅ：２０１１－０４－２７ １６∶００
ＵＲＬ：ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．１９２９．Ｖ．２０１１０４２７．１６００．００４．ｈｔｍｌ ＤＯＩ：ＣＮＫＩ：１１－１９２９／Ｖ．２０１１０４２７．１６００．００４
Ｆｏｕｎｄａｔｉｏｎ ｉｔｅｍｓ：Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｎａｔｕｒａｌ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｆｏｕｎｄａｔｉｏｎ ｏｆ Ｃｈｉｎａ（１０８７２０１５）；Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｆｏｕｎｄａｔｉｏｎ ｏｆ Ｃｈｉｎａ（２００８ＺＢ５１０１７）；
Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｆｏｕｎｄａｔｉｏｎ ｏｆ ＢＵＡＡ ｆｏｒ Ｐｈ．Ｄ．Ｇｒａｄｕａｔｅｓ
＊Ｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇ ａｕｔｈｏｒ．Ｔｅｌ．：０１０－８２３１６３５６ Ｅ－ｍａｉｌ：ｙａｎｘｉａｏｊｕｎ＠ｂｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ