镍基单晶/柱晶高温合金超高周疲劳研究进展

镍基单晶/柱晶高温合金具有高温强度高、抗氧化性强、抗疲劳性能优异等优点,是目前先进航空发动机涡轮叶片的主要材料。超高周疲劳（疲劳寿命>10⁸）是涡轮叶片在服役中后期面临的主要问题。对镍基单晶/柱晶高温合金的超高周疲劳进行综述,分析结果表明,单晶/柱晶高温合金在高温下存在反常屈服现象;对比不同频率下的疲劳研究,未发现明显的频率效应;分析断裂机理,发现裂纹主要从内部孔洞等铸造缺陷处萌生。总结了疲劳寿命预测模型,展望了镍基单晶/柱晶高温合金超高周疲劳的发展方向。     

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。     

TA11钛合金超高周疲劳行为

利用常规疲劳试验方法获得TA11合金在不同温度,不同应力比下的3×10~7及1×108超高周疲劳极限,并采用三参数幂函数法获得合金超高周疲劳中值S-N曲线及其描述方程。研究发现:与传统1×10~7疲劳极限相比,TA11合金的超高周(3×10~7及1×108)疲劳强度表现出继续降低的趋势,这一趋势在负应力比(R=-1)下不太明显,在正应力比(R=0.1,0.5)下十分显著,并且室温下的降低幅度大于高温下的降低幅度;断口分析表明,室温下TA11合金试样的超高周疲劳裂纹均萌生于表面,高温下TA11合金试样的超高周疲劳裂纹萌生方式与应力比有关,R=-1和0.1时疲劳裂纹萌生于表面,R=0.5时疲劳裂纹萌生于内部;TA11合金试样的表面状态是导致其疲劳寿命分散的主要原因。     

抽拉速率对DD6单晶高温合金650℃低周疲劳性能的影响

采用2mm/min,4.5mm/min和7mm/min的抽拉速率制备了DD6单晶高温合金试棒。研究了抽拉速率对合金650℃低周疲劳性能的影响。利用扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)分析了疲劳试样的断口形貌和微观组织。研究结果表明:随抽拉速率的增大,γ’相尺寸减小,一次枝晶间距差异不大,二次枝晶呈发达的趋势。抽拉速率4.5mm/min的合金650℃低周疲劳寿命最长。DD6合金表现为基本稳定的循环应力响应行为。疲劳裂纹主要萌生于试样亚表面,随应变量降低,裂纹扩展第一阶段断裂特征由类解理断裂面向锯齿状断面转变。疲劳裂纹沿一个或者多个{111}滑移面扩展。     

DD6单晶合金的高温低周疲劳机制

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。      

CFRP超高周疲劳损伤演化过程

碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）在航空航天等领域得到广泛应用，CFRP构件的超高周疲劳问题逐渐凸显出来。本文采用超声三点弯曲疲劳试验系统对CFRP复合材料的损伤演化过程进行研究。结果表明：CFRP复合材料在超高周三点弯曲加载下的S-N曲线呈阶梯状，尤其在10⁸周次后，其疲劳强度明显下降。通过对CFRP复合材料在同一视场不同周次下的损伤过程进行分析，发现该材料在超高周加载下的损伤形貌主要表现为3种特征：纤维束交叉处基体损坏、近纤维束平行段基体空洞、基体贯穿，并随着加载周次的增加，其损伤过程也按照这3种特征依次呈现出来。     

镍基单晶高温合金DD6热机械疲劳试验

针对单晶气冷涡轮叶片的服役载荷特征,以镍基单晶高温合金DD6为对象,设计开展了薄壁圆管试样热机械疲劳(TMF)试验。结果表明:DD6变形响应呈现出明显的TMF棘轮效应,且与相位角、机械载荷水平等密切相关;在相同载荷条件下,同相(IP)TMF寿命总是明显短于反相(OP)。引入高温保载时间或增大机械载荷均会引起棘轮应变的明显增加,缩短结构寿命。结合断口和纵向切片分析,识别了不同载荷条件下影响单晶寿命的关键损伤因素,其中IP TMF主导损伤机理为蠕变和疲劳,而OP TMF主导损伤机理为氧化和疲劳。      

20kHz频率下DZ125定向凝固高温合金的超高周疲劳行为研究

采用超声疲劳试验技术,研究了DZ125定向凝固高温合金在频率20kHz、载荷比R=-1下的超高周疲劳失效行为.结果表明:DZ125合金在循环周次大于108下仍发生了疲劳断裂;扫描电镜观察表明,DZ125合金的超高周疲劳裂纹均起源于试样的表面,经疲劳断口定量计算,超高周疲劳的萌生寿命约占总寿命的97.3%;电子背散射衍射(EBSD)分析表明,在超声振动应力的作用下,DZ125合金晶体发生了旋转,外加应力幅越大,晶体旋转的角度会略微增大,疲劳变形区域也略微增大,接近疲劳瞬断区的变形层深度最低;超高周疲劳试验结果经频率修正后,S-N曲线与常规低频疲劳的S-N曲线能很好地衔接.     

TC17合金弯曲振动超高周疲劳试验

针对航空发动机压气机叶片用TC17合金的超高周疲劳性能数据需求,自主设计超高频板材试样并在电动振动台上开展弯曲振动疲劳测试,获取了109循环数范围内的超高周疲劳S-N曲线,并通过升降法得到了该合金109循环数对应的疲劳极限强度,在实际测试过程中有效激振频率达到1756 Hz左右。此外,与相同材料的常规疲劳试验结果进行了对比分析。结果表明:超高频弯曲振动疲劳试验结果与常规疲劳试验结果的变化趋势保持一致,尤其是在超高周寿命区间的测试结果的接近程度较高;超高频弯曲振动试验方法在提高测试效率的同时保证了结果的可靠性。     

基于振动台的TA11钛合金超高频疲劳实验和验证

提出一种利用电动振动台开展材料超高频疲劳实验的方法。采用TA11钛合金板材,在有限元计算的基础上设计出超高频疲劳试样,测试过程中的实际加载频率达到1756 Hz,同时在相同的应力水平下对该超高频试样和标准试样开展振动疲劳测试,对测试结果数据的一致性进行统计检验。结果表明:在相同应力条件下,本研究提出的超高频疲劳试样和标准振动疲劳的实验结果吻合较好。将本研究结果与同种材料的轴向高周疲劳和旋弯疲劳测试结果进行对比,一致性同样良好。     

[001]取向DD6单晶合金的薄壁试样持久性能与断裂行为

采用薄壁试样研究了温度为980℃、应力为250MPa条件下［001］取向DD6单晶合金的薄壁持久失效行为,结果表明:薄壁试样的持久寿命低于标准圆棒试样,表现出显著的薄壁效应。薄壁试样的厚度和持久寿命之间存在函数关系。薄壁试样持久断口边缘区域氧化严重,内部区域为微孔聚集型断裂,持久断裂模式为“表面氧化-裂纹萌生-扩展”和“内部蠕变损伤”共同作用,且试样越薄,表面氧化程度越大,持久寿命越短。      

晶体取向对第四代单晶高温合金DD15高周疲劳性能的影响

在定向炉中分别采用籽晶法制备了[001]、[011]和[111]3种不同取向的第四代单晶高温合金DD15,在800℃研究了不同取向的高周疲劳性能,分析了合金不同取向的显微组织、疲劳断口形貌和疲劳断裂组织。结果表明:在凝固方向横截面上不同取向合金的铸态枝晶和热处理γ′相组织明显不同。合金800℃的高周疲劳性能存在各向异性,疲劳极限按[111]、[001]、[011]取向的顺序降低。不同取向合金的高周疲劳都是沿平面断裂,断裂平面与试样中心应力轴线的角度不同,角度按[011]、[001]、[111]取向的顺序逐渐减小。不同取向高周疲劳断口特征基本相同,可见疲劳源区、疲劳扩展区和瞬断区。疲劳裂纹起源于试样表面或亚表面并沿{111}平面扩展。扩展区上可见河流状花样和疲劳条带。瞬断区可见撕裂棱和解理台阶特征,其断裂机制都为类解理断裂。由于试验温度较低,不同取向疲劳断裂后的γ′相仍保持立方形状。     

取向相关的单晶高温合金低周疲劳寿命评估方法

为研究单晶(SC)高温合金低周疲劳（LCF）性能各向异性规律,收集了SC7-14-6、DD3、PWA1480、Rene N4与DD6共5种单晶合金的低周疲劳试验数据,校验了文献中单晶合金不同晶体取向的弹性模量计算方法,利用不同取向的弹性模量对总应变幅进行修正,提出了一种简单的适用于单晶合金不同取向的低周疲劳损伤参量,进而形成了取向相关的单晶合金低周疲劳寿命评估方法,利用上述5种合金的试验数据对方法进行了验证。结果表明:弹性模量是单晶合金LCF性能各向异性的重要影响因素;文献中的不同晶体取向弹性模量换算方法较为可靠;所提低周疲劳寿命评估方法的预测结果大多在2倍分散带内。此方法形式简单、效果显著,较为适合工程应用。      

20kHz下TC17钛合金超高周疲劳性能研究

应用基于压电超声疲劳试验技术开发的20kHz弯曲疲劳试验系统,完成了室温下TC17合金超高周疲劳试验.结果表明:在疲劳循环大于107周次时,试样仍会发生疲劳断裂,疲劳强度随循环次数的增加而下降,并不存在明显的疲劳极限.TC17合金的应力-寿命(S-N)曲线在107~109周次的范围内为连续下降型.光学显微镜发现,TC17合金的疲劳破坏主要起源于试样表面.当存在夹杂物时,疲劳裂纹从距离表面很近的夹杂物处萌生,能谱分析表明夹杂物的成分主要是铝的氧化物.      

单晶切口试样低周疲劳特性研究

基于镍基单晶高温合金DD3切口试样低周疲劳对比试验,得出了相同温度和应力比条件下,切口疲劳寿命受应力集中系数和加载的综合影响,不能仅凭部件某一位置的应力集中程度或受力情况而判断其疲劳寿命.把试验加载条件、材料参数及约束等写入ABAQUS的子程序FATIGUE001中,对切口低周疲劳特性进行了数值模拟,结果表明:切口尖端存在应力松弛,松弛程度受加载及应力集中程度的影响,应力松弛会在一定程度上减弱疲劳裂纹扩展速率,延长疲劳寿命;同时,在切口尖端发生了明显的棘轮效应,因此当塑性变形增加到一定程度切口就会有裂纹启裂直至试样最后断裂.     

航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术研究综述

航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位，长期服役于高温、高载等极端环境，疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展，发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状，对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述，包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术，并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。     

基于临界平面法的镍基单晶高温合金高周疲劳寿命模型

由于目前,国外已经基于八面体滑移系,采用临界平面法对镍基单晶高温合金〈001〉取向的高周疲劳寿命进行预测.然而,该方法未考虑〈111〉取向受载时滑移系参量的特点,所以不能较准确地预测镍基单晶高温合金〈111〉取向的高周疲劳寿命.为此,选取临界平面时综合考虑六面体、八面体滑移系,选定疲劳参量最大的滑移面作为临界平面,采用SSR(shear stress range)，CCB(Chu-Conle-Bonnen)，Walls寿命模型进行镍基单晶高温合金高周疲劳寿命预测,并根据800℃下DD6镍基单晶高温合金〈001〉,〈011〉,〈111〉3个取向的高周疲劳试验结果,对寿命模型的预测精度进行验证.结果表明:当基于两种滑移系预测镍基单晶高温合金的高周疲劳寿命时,寿命模型的拟合系数可达到0.9134.      

DZ125定向凝固高温合金长期时效后的显微组织和超高周疲劳行为

 选用950 ℃时效温度,对DZ125定向凝固高温合金进行了500、1 000、1 500 h的长期时效。利用超声疲劳试验机测试了合金的超高周疲劳性能。采用扫描电子显微镜、透射电子显微镜和电子背散射衍射(EBSD)研究了合金的显微组织和超高周疲劳行为。结果表明:长期时效对DZ125合金的组织稍有影响,长期时效后合金的点阵错配度降低,随着时效时间的延长,γ'相聚集长大更加明显,未出现拓扑密排相(TCP)等有害相;长期时效对DZ125合金的超高周疲劳性能稍有影响,随着时效时间的延长,疲劳性能呈下降趋势,疲劳断口较平整,裂纹起源于试样的表面,在超高周疲劳后合金的晶粒发生了小幅度旋转。     

非对称循环载荷下镍基单晶合金低周疲劳寿命预测

在680℃温度下进行[001]、[011]和[111]三种取向的DD3单晶合金光滑试样非对称循环载荷低周疲劳试验,结果表明,晶体取向对DD3单晶合金的应变疲劳寿命有显著的影响,[001]取向寿命最长,[111]取向寿命最短.用晶体取向函数修正总应变范围可以在很大程度上消除晶体取向对疲劳寿命的影响.引人参量k表示载荷循环特性对疲劳寿命的影响,它与循环寿命之间呈幂函数关系.根据影响单晶叶片低周疲劳寿命的主要因素,提出循环塑性应变能的计算方法,构成塑性应变能的主要因素应包括总应变范围、取向函数和载荷循环特性等影响参量,它们与塑性应变能之间呈幂函数关系.用塑性应变能作为损伤参量导出单晶合金低周疲劳寿命预测模型,利用低周疲劳试验数据进行多元线性回归分析,所有试验数据均落在2.6倍偏差的分布带内.     

高温下取向对DD6单晶高温合金低周疲劳寿命的影响

对 76 0℃和 980℃两种温度下 [0 0 1],[0 11]和 [111]三种取向的DD6单晶高温合金的低周疲劳寿命进行了实验研究。结果表明 ,取向对其低周疲劳寿命有重要影响 ,[0 0 1]取向的寿命最高 ,[111]取向的寿命最低 ,通过引入应力幅值 ,可以在很大程度上消除取向的影响