镍基高温合金GH536的热疲劳行为

燃烧室火焰筒作为航空发动机的热端关键结构件,在工作过程中受到复杂的循环温度载荷,使其承受热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.根据火焰筒结构和载荷特征,设计了中心孔平板试样以及热疲劳试验,研究了热疲劳载荷条件下GH536平板的裂纹萌生及扩展规律,揭示了GH536的热疲劳破坏机理.研究发现:①热疲劳裂纹以穿晶模式萌生,以沿晶方式扩展并断裂;②随着热疲劳试验中上限温度的升高,裂纹的萌生寿命缩短,裂纹扩展速率加快,试样在800℃时的热疲劳裂纹萌生寿命是900℃裂纹萌生寿命的4.5倍.      

定向凝固DZ4合金的低周疲劳行为与稳定循环应力

对定向凝固DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳和稳定循环应力应变行为进行了研究,并结合断口观察试验结果,对其疲劳裂纹的萌生与扩展进行了分析。结果表明,DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳属应力疲劳,其损伤以弹性损伤为主,弹性损伤与疲劳寿命具有很好的相关性。加载频率对DZ4合金760℃和800℃下的稳定循环应力均具有一定的影响,尤其是800℃时,各应变下的稳定循环应力均随加载频率的升高而减小。定向凝固DZ4合金高寿命低周疲劳裂纹易于萌生于试样内部或亚表面的柱状晶界,其疲劳裂纹的稳定扩展也较难形成典型的疲劳条带。     

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。     

TC17 合金焊接接头显微组织与疲劳裂纹扩展特性

研究了TC17钛合金惯性摩擦焊焊接接头的疲劳裂纹扩展规律,并利用光学显微镜、扫描电镜对材料的显微组织和断口形貌进行分析。结果表明:TC17钛合金母材为α+β网篮状组织,晶粒较大;焊缝区和热影响区内可以看到明显的原β相晶界,焊缝区的原β晶粒较细小,热影响区的原β晶粒较粗大,晶粒内部存在细小的α相。在室温下,当ΔK≤15 MPa.m1/2时,焊缝区疲劳裂纹扩展速率较小,而当ΔK≥15 MPa.m1/2时,焊缝区的扩展速率最大,其次是热影响区,母材的裂纹扩展速率最小;在高温下,焊接接头各部位的裂纹扩展速率相差不大,均小于室温。     

基于Tanaka-Mura模型的电子束焊接头疲劳裂纹萌生模拟

为揭示高温合金电子束焊接头的疲劳特性,对其开展了疲劳裂纹萌生数值模拟研究。考虑焊缝区微观组织特性,对Voronoi图法进行改进,建立了焊缝区包含柱状晶、细等轴晶及粗等轴晶的混合晶区微观组织模型;对ABAQUS进行二次开发,考虑晶粒随机取向,生成晶粒多滑移带模型。基于Tanaka-Mura位错滑移模型,编写了疲劳裂纹萌生算法,考虑晶界处裂纹的连接与合并,对算法进行了改进,并结合有限元计算建立了电子束焊接头疲劳裂纹萌生数值模拟方法。基于上述方法对GH4169电子束焊接头不同载荷大小的疲劳裂纹萌生进行数值模拟,分析了裂纹萌生过程及萌生寿命,并与试验结果进行对比验证;还探讨了不同热影响区晶粒尺寸对焊接接头疲劳裂纹萌生的影响规律。结果表明,电子束焊接头疲劳裂纹均萌生于热影响区,但随着载荷水平的提高,萌生位置向熔合区一侧靠近;当热影响区晶粒尺寸与母材区晶粒尺寸越接近时,接头疲劳寿命越长。     

第二相对GH33A疲劳和蠕变交互作用机制的影响

 借助扫描电镜、透射电镜对试样的断口及剖面进行了金相观察,分析研究了第二相对GH33A合金在700℃下的晶界损伤方式及疲劳和蠕变交互作用的影响。     

涡轮盘用IN718合金的高温低周疲劳及其裂纹扩展特性

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。     

低温对航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为的影响

为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩展速率减慢,–70℃低温对2种航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为产生有益影响;–70℃低温环境下疲劳裂纹萌生区出现明显的台阶状小平面,两侧断面间形成凹凸错位,疲劳裂纹萌生困难;而在裂纹扩展区疲劳条带和韧窝特征减弱,且出现明显的沿晶特征,裂纹趋向于沿着晶界曲折扩展,疲劳和裂纹扩展寿命延长;随着加载应力水平提高,断口表面凹凸错位和沿晶特征减弱,而疲劳条带和韧窝特征增多。     

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。     

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。     

4种典型航空钛合金材料高温裂纹扩展性能对比试验

试验测定了4种典型航空钛合金材料（即TC18、TC21、TC4 DT、Ti 6Al 4V/ELI）在两种温度（25℃和250℃）下裂纹扩展性能,在试验数据的基础上,进行裂纹扩展性能对比分析,并对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析,研究了高温和载荷联合作用对裂纹扩展的影响机理,结果表明:不同温度下,不同钛合金材料裂纹扩展速率之间存在很大的差异性;与室温断口相比,高温断口表面呈现浅黄色,并伴有大量二次裂纹;钛合金的裂纹扩展性能是受温度和载荷的联合作用影响,裂纹闭合和氧化作用共同决定了其扩展历程。      

预应力对GH33A合金低周疲劳及裂纹扩展性能的影响

研究了预拉伸应力对航空发动机涡轮盘材料GH33A镍基高温合金在360℃下的低周疲劳及其对裂纹扩展速率的影响。结果表明在10~4～5×10~4低周疲劳寿命范围内,预应力处理将使单边缺口试样的疲劳裂纹起始寿命N,有明显提高,对其裂纹扩展寿命N_p的影响则并不显著。     

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。      

固溶处理时间对2E12铝合金组织和疲劳性能的影响

采用光学金相、扫描电镜、能谱分析以及疲劳寿命测试等方法,研究了495 ℃/1 h和8 h固溶处理对2E12T₄铝合金微观组织和疲劳性能的影响。实验结果表明,延长固溶处理时间可显著减少基体中可溶的Al₂CuMg残留相数量,提高合金元素的过饱和固溶度,因而,自然时效后合金强度相应增加。试样自由表面上的大尺寸残留相在疲劳加载过程中,通过自身断裂或与基体脱粘的两种方式优先诱发疲劳裂纹萌生;并且,这些大尺寸残留相还起到促进疲劳裂纹扩展和连接的作用,导致疲劳辉纹形成时发生开裂形成二次裂纹,因而,延长固溶处理时间减少大尺寸残留相数量可提高2E12铝合金的疲劳寿命。     

航空发动机供油管裂纹失效分析

针对某航空发动机供油管钎焊焊缝边缘出现裂纹而导致的供油管渗油故障,对其断口及源区附近表面进行宏、微观检查,明确了供油管裂纹性质为高周疲劳裂纹,疲劳源区呈沿晶开裂特征。利用能谱分析手段发现裂纹源区存在外来Cu元素,通过对焊缝及开裂部位进行金相分析,发现钎焊料中的Cu元素沿基体晶界发生扩散,导致晶界粗化,在拉应力作用下,Cu与基体形成的脆性相开裂形成沿晶裂纹。晶界粗化和沿晶裂纹是供油管过早发生疲劳开裂的主要原因。建议将Cu基钎料更换为Ag焊料。     

TiAl 合金择优取向层片组织的高周疲劳行为

采用旋转弯曲的加载方式,评价了 Ti-47．5Al-2．5V-1．0Cr-0．2Zr （原子分数／％）合金择优取向层片组织的高温高周疲劳性能,并对疲劳断口进行了扫描电镜分析。结果表明：该合金表现出符合 Basquin 方程的平直 S-N 曲线,750℃条件疲劳极限相当于其抗拉强度的60％;断口观察发现,所有试样中的疲劳裂纹均以穿层片方式扩展,表明该种组织的界面对疲劳裂纹扩展具有较高的抗力。     

在25℃和-40℃环境下的3种航空材料的疲劳品质研究

为了研究低温和常温环境下的航空金属材料的疲劳品质,进行了-40℃和25℃2种温度环境下的LY12CZ,LC4CS和30CrMnSiNi2A3种材料的S-N曲线的对比试验研究。通过S-N曲线的对比,可以看出3种材料在-40℃下的S-N曲线全部高于常温25℃下的S-N曲线;从试验寿命上比较,-40℃的裂纹形成寿命,在中等寿命区,比常温25℃下的裂纹形成寿命平均高3倍。这说明低温环境可提高裂纹形成寿命。     

粉末高温合金FGH96的高温缺口疲劳研究

在500℃和600℃两个温度条件下,研究了第二代粉末高温合金FGH96的缺口疲劳性能,将原始数据的曲线拟合成S-N曲线,分析光滑与缺口试样的Kf的差别,用扫描电镜分析了试样的断口形貌特征。结果表明:FGH96合金的疲劳缺口敏感性随着温度的升高和应力比的增大而降低;与光滑试样的断口相比,合金的缺口试样在高温下疲劳裂纹多由加工刀痕起源,因此缩短了其疲劳萌生寿命;疲劳扩展区疲劳条带比较明显,扩展区面积比光滑试样小。     

温度对变形高温合金热疲劳性能的影响

本文针对新型航空燃气涡轮发动机不断提高的涡轮进口温度,在以往研究工作的基础上,对一些有代表性的、特别是新研制的变形高温合金进行了试验,研究了试验温度对热疲劳寿命的影响,给出了试验温度与疲劳寿命的关系式;研究了试验温度对热疲劳裂纹扩展规律与断裂方式的影响。     

疲劳门槛值及低速裂纹扩展速率试验方法的研究进展

一、引言 近年来,国内外研究者对疲劳门槛值⊿K_(th)及附近的低速裂纹扩展速率已进行了许多实验研究,提出了多种不同的试验方法。但到日前为止,还无统一的标准试验方法,给疲劳门槛值的实验研究提供交流,以及在工程上的应用造成了很大困难。为此,有必要研究和制定统一的标准试验方法。本文根据近年来我们对疲劳门槛值所做的实验研究工作,着重讨论了我们对ASTM推荐测定疲劳门槛值及低速裂纹扩展速率暂行试