金属增材制造技术已发展成提高航空航天设计与制造能力的核心技术，其应用范围已从零部件扩展至整机（发动机、无人机、微/纳卫星整机打印）。然而，增材制造金属构件的疲劳与断裂行为具有强烈的缺陷敏感性，打印过程中形成的缺陷特征（如尺寸、位置、形态）会对其疲劳性能产生不可忽略的影响。传统金属疲劳性能的预测模型在对增材制造金属的应用上会存在失效或不适用的情况，因此亟需发展适用于增材制造金属的疲劳性能预测模型。

课题组针对这一问题，在微结构和宏观尺度均开展了长期研究。最近，在宏观尺度提出了一种增材孔隙缺陷特征驱动的疲劳断裂相场模型，该模型将增材制造金属的孔隙缺陷特征（如大小、位置和形态）与疲劳寿命相关联，能够宏观地考虑增材缺陷特征对增材制造金属部件疲劳断裂行为的影响，为增材制造金属疲劳寿命预测及裂纹萌生/扩展模拟提供了新方法。

值得指出的是，该模型是宏观尺度的，以等效方式融合了材料级增材孔隙缺陷影响，以增材材料级疲劳数据为输入预测/评估增材结构的疲劳裂纹萌生及扩展，避免了孔隙分辨率层次的微结构建模仿真的复杂性及工程推广局限性，在面向航空航天工程的增材结构寿命评估和设计方面展现出显著优势，并在增材制造航空发动机叶片模拟件的试验与预测方面演示了该模型的应用潜力。

本工作研究思路如下图所示，首先进行增材制造金属的标准疲劳拉伸试验，并采用CT扫描识别增材试样的缺陷特征，包括缺陷等效尺寸、球形度以及空间位置；基于缺陷相关的疲劳寿命数据，建立高低周疲劳的孔隙缺陷-疲劳寿命模型（pore-defect fatigue model, PDF模型）；然后采用局部应力应变法，将该模型纳入疲劳断裂相场模拟框架中，计算相场疲劳损伤变量，并建立孔隙缺陷驱动的相场模型（pore-defect informed phase-field model）；最终基于该疲劳断裂相场模型，进行增材制造金属试样及构件的疲劳寿命及裂纹扩展计算。

其中，孔隙缺陷驱动的疲劳断裂相场模型具体计算流程如下图所示，首先根据疲劳载荷对增材制造金属试样进行包络线加载；然后基于局部应力应变法，进行应力应变重估与疲劳相场损伤因子的计算，其中疲劳寿命曲线由来自增材标准试样的缺陷-疲劳寿命模型代替；其次采用疲劳衰减函数，对断裂韧度进行衰减；最终更新相场中的断裂能和弹性能，驱动裂纹演化。

在增材制造镍基高温合金低周疲劳和电子束熔融钛合金高周疲劳的算例中，传统疲劳寿命模型（能量寿命和应力寿命模型）误差在40倍误差带以内，疲劳寿命分散性大。而本PDF模型对增材制造金属疲劳寿命预测精度均在2.5倍误差带以内，预测精度有了大幅提升。增材缺陷特征驱动的疲劳断裂相场模型在预测增材制造金属的S-N曲线和Paris曲线方面表现出色，能够覆盖低周和高周疲劳状态，并且与实验结果吻合良好。

同时，增材孔隙缺陷特征驱动的疲劳断裂相场模型为航空发动机叶片等关键部件的疲劳寿命预测及裂纹扩展模拟提供了新工具。在增材制造压气机叶片（激光增材制造TC17模拟叶片）的疲劳裂纹萌生与裂纹扩展行为的相场模拟中，该模型能够准确预测其临界裂纹长度和疲劳极限（4.1 mm与301 MPa），与X射线CT扫描和振动疲劳测试获得的实验结果（4.9 mm与318 MPa）接近。这表明，该模型不仅能够为增材制造金属部件疲劳寿命及裂纹扩展的准确评估提供实用工具，还能为抗疲劳增材制造部件的设计与优化提供理论指导。此外，该模型是宏观尺度的，易于用于工程问题研究，在航空航天增材部件的疲劳寿命预测和可靠性分析中具有重要应用价值。

该研究以“Macroscopically modeling fatigue life of additively manufactured metals: Pore-defect informed phase-field model”为题，近期发表在固体力学领域旗舰期刊Journal of the Mechanics and Physics of Solids。论文通讯作者为南京航空航天大学易敏教授，第一作者为其博士研究生汤卫，论文链接：https://doi.org/10.1016/j.jmps.2024.106008