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保持时间对涡轮盘合金高温低周疲劳裂纹扩展特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了两种广泛使用的涡轮盘高温合金,在高温下带和不带上峰值保持时间的低周疲劳裂纹扩展特性及其扩展寿命估算模型。 相似文献
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研究了IN718合金在360℃、550℃和650℃下的低周疲劳行为及疲劳裂纹扩展速率da/dN,包括循环应力-应变行为、Massing效应、低周疲劳寿命的能量表达以及疲劳裂纹扩展速率,并讨论了保持时间对da/dN的影响。实验结果表明,该合金在各种温度下表现出循环软化,在本文所试温度下具有Massing特性,其塑性应变能与疲劳寿命在双对数坐标中呈现出很好的线性关系,其da/dN随温度的升高而增大,在650℃下保持时间对da/dN的影响很明显,而550℃时则很轻微。 相似文献
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本文针对某型发动机二级涡轮盘榫齿裂纹故障,设计了一套新型试验加载方案,对涡轮盘枞树型榫槽进行了高温复合疲劳试验研究,得出了这一多通道传力结构的复合疲劳裂纹扩展规律。 相似文献
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DD6单晶合金的高温低周疲劳机制 总被引:3,自引:1,他引:3
本文研究了两种高温条件下三种多滑移取向的镍基单晶合金DD6的高温低周疲劳机制。结果表明,DD6合金低周疲劳裂纹以不同的机制在试样表面及亚表面上萌生,萌生位置与试验过程中的塑性应变幅及温度有关。对于[001]取向,760℃和980℃温度条件的裂纹扩展面分别为沿{111}面的结晶学断裂面以及非结晶学断裂面。撕裂棱、裂纹前端微裂纹的桥接等因素是阻滞主裂纹扩展的主要机制。 相似文献
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实验研究了含稀土Nd高温钛合金中稀土相颗粒与室温及600℃低周疲劳裂纹萌生与扩展行为的关系。结果表明,疲劳裂纹在距颗粒一定距离的基体中产生,而不在预先开裂或脱粘的颗粒处萌生。裂纹扩展时绕过颗粒并使裂纹扩展路径曲折化。 相似文献
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为研究某动力涡轮盘GH4169合金的疲劳裂纹扩展特性,基于Paris公式建立裂纹扩展模型,完成3维裂纹扩展过程的有限元仿真分析,确定试验方案;采用电火花加工工艺在轮盘不同考核部位预制模拟裂纹,以缩短裂纹萌生时间;在高速旋转试验台上进行高温低循环疲劳裂纹扩展试验,试验过程中,在20500 r/min上限转速下进行9000次循环未发现裂纹,提速10%后进行3000次循环发现裂纹;又进行1700次循环,轮盘破裂。试验结束后,利用扫描电镜对疲劳断口进行观察,获得断口宏观、微观特征。将仿真结果与试验结果进行对比,表明仿真分析计算得到的裂纹扩展速率与试验结果有较好的符合性。 相似文献
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粉末合金的高温疲劳断裂性能 总被引:1,自引:0,他引:1
实验研究了Rene'95和II741粉末合金的高温低周疲劳、裂纹扩展速率和断裂韧性,并与变形镍基合金GH4169进行了分析对比。结果表明,Rene'95合金的低周疲劳性能略高于GH4169,但从强度与塑性配合的角度来看,没有变形合金理想;其疲劳裂纹扩展速率da/dN和断裂韧性KIC基本相当。 相似文献
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为了更好地分析航空发动机用高温合金裂纹萌生阶段的变幅载荷对高温材料的低周疲劳裂纹萌生及扩展寿命的影响,将低周疲劳的裂纹萌生过程视作损伤累积过程,基于连续损伤力学建立了低周疲劳损伤累积模型.结合室温下GQGH4169合金的裂纹扩展试验数据,通过有限元建模计算和数值分析方法确定了模型中具体的损伤参数数值,并对裂纹萌生寿命进行了预测.结果表明:该方法不但能准确地预测变幅加载下CT试样的裂纹萌生寿命,而且能很好地反映萌生阶段变幅载荷对裂纹扩展寿命的影响,而且降低了试验成本. 相似文献
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涡轮发动机涡轮盘合金的低周疲劳寿命取决于疲劳裂纹的萌生和扩展。先进的净化熔炼技术可以改善合金的性能,减小缺陷的尺寸,从而得到新一代抗疲劳断裂的高强度高温合金。只有弄清高强度高温合金中产生疲劳裂纹的机理和显微组织与性能之间的相互关系,通过冶金方法控制疲劳裂纹扩展才有可能。控制合金抗高温疲劳的许多冶金参数现已弄清。对于所有高γ′含量的高温合金,最有效的冶金控制方法是在γ′溶解度线以上温度进行固溶处理后控制冷却速度,以改善晶粒边界的显微组织。冷却时,在晶粒边界发生的沉淀反应产生锯齿形的组织,这种组织有良好的抗疲劳裂纹的应力-氧化腐蚀性能。 相似文献
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基于涡轮盘结构的低循环疲劳设计流程,将概率设计理念融入设计过程中,提出了涡轮盘低循环疲劳的概率设计流程。首先进行涡轮盘结构的优化分析,其中以确定性设计准则作为约束条件;以优化结构方案为基础,考虑参数的随机性,对涡轮盘低循环疲劳进行可靠性分析;以低循环疲劳寿命的可靠度为概率设计准则,对涡轮盘进行反复的设计和计算验证,通过修改结构尺寸完成涡轮盘低循环疲劳的概率设计。同时,根据灵敏度分析结果,讨论了设计变量的分散性对涡轮盘寿命的影响,为进一步提高结构的可靠性提供了新的研究思路。结果表明,按照概率设计观点确定的涡轮盘结构兼顾性能和可靠性,在满足可靠度的前提下降低涡轮盘的重量。同时该概率设计流程简单方便,易于工程的推广应用。 相似文献
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为了探究涡轮盘用粉末高温合金表面氧化对其低周疲劳性能的影响,分别针对第三代镍基粉末高温合金的粗晶(Coarse grain,CG)和细晶(Fine grain,FG)材料开展氧化时间对其疲劳性能影响机理的研究。通过在700℃空气环境下开展不同时长的高温预氧化实验和低周疲劳(Low-cycle fatigue,LCF)实验,使用SEM和EDS表征LCF断口、表面氧化层结构成分及其强化相形貌变化,揭示LCF裂纹萌生机理。实验结果表明,氧化层厚度随氧化时间而增加,氧元素以氧化侵入的形式进入基体;相同氧化时间下,CG抗氧化性能优于FG;疲劳裂纹萌生于氧化侵入和亚表面夹杂物等应力集中部位,在实验温度下LCF寿命受氧化作用和夹杂物共同影响;高温氧化作用下氧化层呈现分层结构,外层为NiO,中间层为含有Cr2O3,TiO2等复杂氧化物及尖晶石相(NiCr2O4)的混合层,内层为Al2O3;CG二次γ’相氧化后平均尺寸增加,FG二次γ’相平均尺寸没有明... 相似文献
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本文研究了模拟的航空发动机工作环境:燃气、燃气加盐雾和其它环境——沉积NaCl、空气在550℃、700℃时对GH33A低周疲劳寿命的影响. 相似文献
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对[001]取向的DD6单晶合金在760℃和980℃两个温度下的低周疲劳行为进行了研究。结果表明,拉伸保载使得两个温度下的低周疲劳寿命都有不同程度的降低;在蠕变/疲劳过程中,DD6合金的微观变形机制主要表现为基体中的位错以位错对的形式切入γ'粒子中,而拉伸峰值中的保载使得切入γ'粒子中的位错有较充分的时间长大。 相似文献
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TC11材料高低周疲劳裂纹萌生与扩展特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对航空发动机叶片用TC11材料在高低周复合载荷下进行裂纹扩展试验,研究了TC11材料高低周复合疲劳裂纹扩展规律,得到了高低周载荷条件下的裂纹稳态扩展曲线及断口特征。其结果可对风扇/压气机叶片抗高低周复合载荷下的裂纹扩展能力进行分析和评估,为下一代先进航空发动机设计提供技术支撑。 相似文献
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实验研究了直接时效DA4169合金550℃、650℃下的疲劳裂纹扩展行为,并进行了带上峰值保持时间的试验。结果表明:连续循环的da/dN值基本上与普通4169的相当,但在650℃下略优;650℃带上峰值保时15s的da/dN值比连续循环的大大加速。 相似文献
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以TA15合金为例,介绍了在给定置信度和存活率的情况下,确定其对称循环疲劳极限的方法,并给出了计算该材料疲劳极限实际存活率的一般性方法。通过对飞机结构材料TA15合金在 25℃, 250℃条件下的低周疲劳性能的研究,获得了中值和置信度γ=95%,存活率P=99 9%的低周疲劳数据,以及表征该材料特性的应变 寿命曲线,循环应力 应变曲线和各应变疲劳参数。 相似文献
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应力集中对GH2036合金低周疲劳—蠕变性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
在对光滑试件和缺口试件进行高温疲劳-蠕变实验的基础上,分析了应力集中对GH2036合金低周疲劳-蠕变特性的影响。结果表明缺口试件的循环寿命远远低于光滑试件的循环寿命。将应变范围划分方法和改进的Neuber原理相结合,得到了缺口部位高温低周疲劳-蠕变寿命估测的方法。用该方法估算GH2036合金的寿命并与实测寿命结果进行比较,证明此方法的预测效果良好。 相似文献