粉末高温合金FGH96原始颗粒边界及高温原位高周疲劳研究

利用扫描电镜原位观察的方法研究了粉末高温合金FGH96中不同级别的原始颗粒边界(PPB)在550℃下对合金高周疲劳力学行为的影响。结果表明:采用等离子旋转电极(PREP)制粉+热等静压(HIP)工艺制备的FGH96合金中PPB主要由大尺寸γ'相和碳化物组成;不同级别的PPB对高周疲劳裂纹萌生和扩展均无显著影响,裂纹萌生于晶粒内部,裂纹扩展受晶界与应力轴角度影响,穿晶或沿晶扩展;在裂纹快速扩展区和瞬断区,PPB级别严重的FGH96合金断口呈现穿晶和沿PPB断裂的形貌。     

粉末高温合金FGH95和FGH96的热机械疲劳性能

对粉末高温合金FGH95和FGH96进行了温度循环为350℃到600℃的同相位和反相位热机械疲劳试验.分析比较了两种合金的热机械疲劳滞后回线、循环应力响应行为和疲劳寿命.研究结果表明:FGH95合金和FGH96合金的热机械疲劳应力-应变滞后回线拉压对称,合金表现出高强度低塑性的特点;在相同总应变范围下,FGH96合金的...     

直接时效GH4169合金疲劳断口分析研究

采用扫描电镜对直接时效(DA)GH4169合金在室温和650℃下的光滑(Kt=1)和缺口(Kt=3、4)旋转弯曲疲劳试样断口进行了研究。研究表明,DAGH4169合金室温旋转弯曲疲劳光滑(Kt=1)试样断口在大应力状态下具有多源疲劳断裂特征,在低应力状态下则具有单源疲劳断裂特征,且疲劳裂纹均起始于表面加工缺陷处。DAGH4169合金室温旋转弯曲疲劳缺口(Kt=3,4)试样均起源于缺口根部的加工缺陷处,在实验载荷下均呈现多源疲劳断裂特征。DAGH4169合金650℃旋转弯曲疲劳光滑(Kt=1)试样断口呈单源疲劳断裂特征,起始于外表面加工缺陷处。DAGH4169合金650℃旋转弯曲疲劳缺口(Kt=3,4)试样均起源于缺口根部加工缺陷处,呈多源疲劳断裂特征。所有观察试样随疲劳载荷的逐渐降低,疲劳源区逐渐平滑,疲劳扩展逐渐充分,瞬断区面积逐渐减小,瞬断区的偏心距离逐渐增大。     

GH4169合金在650℃下疲劳小裂纹萌生和扩展行为

研究了GH4169高温合金在高温条件下小裂纹的萌生和扩展行为。选用单边缺口试样,在650℃下进行应力比R为0.1,频率为0.5Hz的高温低频疲劳试验,采用覆膜法记录裂纹长度。结果表明,在试样缺口根部只存在一条主裂纹,且萌生于夹杂物附近,疲劳小裂纹扩展阶段占全寿命一半以上。利用SEM对断口进行断面微观分析,发现疲劳小裂纹倾向于以半椭圆形向试样内部扩展。同裂纹扩展速率曲线相对比,发现在断裂模式转变处裂纹扩展发生停滞现象,且在裂纹扩展完全由穿晶扩展转变为沿晶扩展之后,裂纹快速长大,导致试样断裂。     

IC10单晶高温合金室温和750℃高周疲劳行为

在涡轮叶片服役过程中,疲劳是其失效的重要原因之一,而已有研究主要针对不同应变速率下IC10合金1 100℃低周疲劳性能展开,本文研究定向凝固IC10单晶高温合金静态空气介质环境下室温和750℃高周疲劳性能。在应力比R=-1、f≈83.3Hz条件下,进行高周疲劳试验,并利用扫描电镜对疲劳断口进行观察;基于试验观测结果,讨论室温和750℃下IC10单晶高温合金高周疲劳性能差异的内在机制。结果表明:IC10单晶室温疲劳强度为288 MPa,750℃疲劳强度为416 MPa;裂纹萌生于试样表面或近表面缺陷处,断口主要由裂纹萌生区、稳态扩展区和组成。     

航空用Al-Cu-Mg铝合金疲劳行为研究

采用轴向加载疲劳试验方法,研究了航空用2124-T851铝合金板材不同取样方向、试样形式以及实验应力比下的疲劳性能;并通过金相显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)分析了该合金的显微组织和疲劳断口形貌。结果表明:2124-T851铝合金板材具有良好的耐疲劳损伤性能,疲劳极限随应力比的增加而增大;缺口的存在大大降低了材料的疲劳极限,光滑试样(K t=1)的疲劳极限大约是缺口试样(K t=3)的2倍;板材横向疲劳极限高于纵向疲劳极限,且应力比越小差异越大。断口形貌具有典型的疲劳断口特征,由疲劳源区、疲劳裂纹稳定扩展区和快速断裂区三部分组成,裂纹萌生一般位于表面夹杂或缺口等缺陷引起的应力集中处。     

考虑应力松弛的缺口疲劳寿命预测方法

为了能够快速准确获得循环载荷条件下缺口局部应力应变并用于缺口疲劳寿命预测,基于粘塑性本构方程及光滑试样循环应力应变试验结果,发展了一种应力应变简化计算方法,采用该方法计算得到的光滑试样循环应力应变结果与试验结果的误差在5%以内,并将该方法结合寿命预测方程采用迭代的方式用于粉末高温合金FGH97单边圆形缺口试样疲劳寿命预测。结果表明:所发展的方法充分考虑了FGH97合金单边圆形缺口试样缺口根部区域的应力松弛,取得了较好的寿命预测结果,其分散带基本在2倍以内。     

FGH97缺口试样基于黏塑性本构的弹塑性响应分析

针对缺口试样在高温条件下局部区域应力应变难于测量的问题,基于光滑试样材料力学性能试验,优化得到550℃粉末高温合金FGH97的Chaboche黏塑性统一本构方程参数,并将其应用到FGH97缺口试样单调拉伸及循环加载弹塑性有限元分析中.研究结果表明:①缺口局部区域进入塑性后其应力分布与弹性条件明显不同,随应力增大,最大应力位置向内移动;②在循环载荷条件下,随着循环数的增加,缺口平分线上应力/应变范围变化不大,缺口根部塑性区域出现明显平均应力松弛,并逐渐趋于稳定,导致缺口根部循环载荷比不同于外部施加载荷;③缺口根部塑性区域逐渐增大,但增大的幅度逐渐降低.该研究可为进一步分析缺口构件疲劳寿命影响因素提供支持.      

喷丸强化对DZ4定向凝固高温合金高温旋转弯曲疲劳性能的影响

对DZ4定向凝固高温合金进行喷丸强化。利用表面轮廓仪、硬度计和扫描电镜等设备研究了表面粗糙度、显微硬度、组织结构等表面完整性的变化。在820℃高温下进行了光滑和缺口试样的旋转弯曲疲劳试验。结果表明,由于喷丸强化效应和弱化效应基本相当,喷丸强化工艺对提高DZ4定向凝固各向异性材料光滑试样高温疲劳性能效果不显著;但对于具有应力集中的缺口试样,由于喷丸弱化作用引起的应力集中效应被缺口应力集中所掩盖,喷丸强化效果比较显著。     

喷丸对DZ4 合金旋转弯曲疲劳断裂特征的影响

对喷丸前后DZ4高温合金旋转弯曲高周疲劳断口的断裂特征进行了观察.结果表明,室温和高温(820℃)时,未喷丸的DZ4合金高周疲劳裂纹均萌生于试样表面以及与表面相连的铸造缺陷或碳化物处.Kt=1时,疲劳断口为点源,源区存在滑移平面和滑移台阶;随着应力集中水平的升高(Kt=2,Kt=3),疲劳断口向多源和线源发展,源区滑移面变小甚至消失;随着温度的升高,断口源区滑移特征明显.喷丸后,疲劳裂纹源内移,裂纹萌生于试样次表面的晶体内部或铸造缺陷处.带缺口试样裂纹源减少,起源区域缩小,出现明显的主、次疲劳源.实验证明,喷丸可降低DZ4合金表面和缺口敏感性,对裂纹萌生有抑制作用,可提高材料的疲劳性能,随着温度升高,喷丸的强化作用逐渐减弱,但在820℃仍有强化作用.     

FGH96涡轮盘低循环疲劳寿命分析技术与试验

分析FGH96涡轮盘的尺寸效应,分析了分别适合于FGH96亚尺寸盘和全尺寸盘的低循环疲劳寿命预测方法.成功设计了FGH96亚尺寸盘、全尺寸裂纹扩展盘试验件;通过低循环疲劳试验,展现了两种不同的低循环疲劳失效机理,验证了提出的低循环疲劳寿命预测方法;通过裂纹扩展试验,获得了FGH96全尺寸轮盘的裂纹扩展特性,揭示了FGH96全尺寸涡轮盘与紧凑拉伸试样裂纹扩展特性具有显著差别的客观规律;获得FGH96全尺寸涡轮盘580℃损伤容限值,明确某发动机高压涡轮盘损伤容限水平.      

应力强度因子变程相关的FGH97蠕变-疲劳裂纹扩展主导因素

利用扫描电镜对FGH97试件在750℃,应力比为0.05,不同保载时间和应力强度因子变程处的断口微观特征进行了观察,发现保载时间为90s时,随着应力强度因子变程提高,疲劳条带特征逐渐消失,可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值位于中等水平处;保载时间为450s和1500s时可忽略疲劳载荷作用的应力强度因子变程值更低.基于包含蠕变-疲劳交互项的3项式模型,引入时间相关和循环相关分量对蠕变-疲劳裂纹扩展试验数据进行了分析,发现不同保载时间下,时间相关分量与循环相关分量对总的裂纹扩展速率的贡献量与应力强度因子变程水平有关.基于分析结果,给出了时间相关裂纹扩展速率描述模型,并讨论了不同保载时间下影响裂纹扩展主导因素的应力强度因子变程值.      

粉末冶金镍基高温合金FGH96高温疲劳寿命分散性特征

通过宽载荷水平大子样试验研究了缺陷对粉末冶金镍基高温合金FGH96的疲劳寿命分散性的影响，获得FGH96在宽载荷水平下的疲劳寿命分布特征.通过扫描电镜对疲劳失效断口进行统计分析，揭示缺陷在不同载荷条件下的作用.结果表明:①FGH96中导致疲劳失效的缺陷主要为非金属夹杂；②在高应力水平下（1200，1100MPa）下，导致表面萌生裂纹的夹杂是最差疲劳寿命的主导因素，使得疲劳寿命分散性较大；③在中间应力水平（1000MPa）下，在材料内部萌生裂纹的夹杂并不影响疲劳寿命的分散性；④在低应力水平（900MPa）下，疲劳破坏均萌生于内部，在材料内部夹杂处萌生的裂纹并不影响疲劳寿命的分散性.因此，在高应力水平下的寿命预测需要考虑缺陷信息.      

镍基单晶高温合金DD6气膜孔热机械疲劳试验

涡轮冷却叶片气膜孔边存在大应力梯度，且服役时承受交变的机械载荷和热载荷，热机械疲劳（TMF）是其主要失效模式。通过开展带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试件TMF试验研究了气膜孔对镍基单晶高温合金TMF寿命的影响。结果表明最大循环应力在300~500 MPa应力范围内，循环应力幅值与镍基单晶高温合金TMF寿命呈现良好的对数线性关系，且气膜孔导致镍基单晶高温合金TMF寿命下降可达82.5%。继而完成了横向取向分别为〈010〉、〈110〉方向的气膜孔模拟件试验，结果表明气膜孔取向为〈110〉时寿命最短，仅为〈010〉取向的40.0%。最后开展了不同制孔工艺下的气膜孔模拟件试验，结果表明激光制孔气膜孔模拟试件寿命仅为电液束制孔气膜孔模拟试件的54.0%。气膜孔模拟件断口分析表明:TMF裂纹均萌生于气膜孔边，源区氧化严重；裂纹沿着大致与气膜孔边垂直的方向扩展。      

FGH95粉末盘材料热/机械疲劳和等温低周疲劳断裂行为研究

对粉末冶金盘材料 FGH95进行了同相位 ,温度循环为 3 5 0℃到 60 0℃的热 /机械疲劳试验和 60 0℃的等温低周疲劳试验。考察了两种载荷波形下材料的循环应力响应行为和高温疲劳断裂机理以及载荷波形对疲劳寿命的影响。研究结果表明 :同相位热 /机械疲劳寿命比上限温度的等温低周疲劳寿命短。该材料在高温应变疲劳的循环应力响应行为与应变水平的大小以及循环载荷波形有关。试样的微观断口分析显示了在高温应变疲劳试验中同时存在疲劳、蠕变和氧化损伤。在同相位热 /机械疲劳载荷下 ,穿晶 +沿晶断裂为疲劳断裂的主要特征 ;在等温低周疲劳载荷下 ,裂纹主要为穿晶萌生与扩展      

考虑应力梯度的轮盘疲劳寿命预测

考虑应力梯度和尺寸效应对寿命的影响,通过引入应力梯度影响因子,将缺口试件与光滑试件的疲劳寿命相关联,建立了基于Walker平均应力修正的缺口试件寿命预测模型,进而结合三维弹性有限元分析对发动机涡轮盘进行了寿命预测.结果表明:所发展的寿命模型能较好地反映影响疲劳寿命的多种因素,尤其是应力集中对试件疲劳寿命的影响,综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的轮盘寿命预测结果更接近试验值,对GH901标准试件和轮盘的疲劳寿命预测结果都在2倍分散带以内.      

考虑小裂纹特性的裂纹扩展数值分析方法及实验验证

为了对工程断裂关键件进行全面的损伤容限分析,需要发展一种能够考虑小裂纹阶段的疲劳裂纹扩展数值分析方法。在Paris公式的基础上基于镍基粉末高温合金小裂纹扩展行为特点,提出了一种小裂纹加长裂纹阶段的裂纹扩展物理力学过程描述,并以此建立了裂纹扩展速率模型。同时考虑到工程应用,将该模型通过FRANC3D软件的用户子程序,与有限元方法结合,构建了一种可分析实际工程结构例如航空发动机涡轮盘上疲劳裂纹扩展的数值分析方法。针对带初始缺陷的FGH96合金标准试棒进行了裂纹扩展数值分析,并与开展的裂纹扩展寿命实验进行了对比。数值计算结果与实验结果吻合较好,表明该方法能够充分考虑小裂纹阶段的裂纹扩展行为特点,适用于分析工程结构疲劳裂纹扩展的全过程。     

FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹闭合特性数值模拟

采用有限元方法研究了FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹的塑性诱导裂纹闭合效应,分析了网格单元尺寸、缺口形式及外载大小、应力比和本构模型对裂纹闭合的影响,同时采用Walker公式计算裂纹扩展速率,并和试验结果进行对比以考察有限元方法的准确性。结果表明:当前塑性区尺寸大于10倍裂纹尖端网格单元尺寸时,裂纹闭合程度会趋于收敛;缺口形式在裂纹闭合未稳定前会产生影响,外载荷将决定闭合程度的稳定值;应力比的增大会降低裂纹闭合程度直至消失;相对于理想弹塑性本构模型,多线性弹塑性本构模型对网格的依赖性较低。缺口试样小裂纹扩展试验结果表明:考虑裂纹闭合效应之后,裂纹扩展速率计算结果与试验符合良好。