镍基高温合金GH4169小裂纹早期扩展的原位疲劳试验

通过原位扫描电子显微镜(SEM)疲劳试验,研究了直接时效GH4169高温合金在室温下的疲劳小裂纹萌生和早期扩展过程.结果表明:在应力比R=0.1的拉-拉疲劳载荷作用下,疲劳小裂纹的萌生寿命仅为全寿命的20%左右.疲劳小裂纹起源于表面夹杂,以半椭圆表面裂纹形状扩展,扩展后期穿透试样一侧形成角裂纹,角裂纹迅速扩展导致试样断裂.疲劳小裂纹的早期扩展易受局部微观结构的影响,扩展速率分散性较大.      

镍基单晶高温合金热机械疲劳行为与寿命建模

通过DD6单晶薄壁管试样机械应变控制热机械疲劳(TMF)试验,获取温度交变、相位角以及载荷控制方式对单晶应力应变响应与疲劳寿命的影响规律。结果表明:温度交变会引起明显的应力不对称性并造成额外损伤,导致TMF寿命明显低于最高循环温度的等温疲劳(IF)寿命,并且反相(OP)循环寿命普遍要低于同等载荷的同相(IP)循环,这种寿命变化趋势与应力控制存在明显差异。采用Walker本构模型进行单晶材料在不同TMF循环下的滑移系黏塑性分析,构建单晶TMF损伤与滑移系细观应力应变参量的关联。在此基础上,选取最大Schmid应力、最大滑移剪应变率、滑移剪应变范围、循环Schmid应力比作为损伤参量,建立基于细观参量的TMF寿命模型,其对不同相位、不同载荷控制方式的TMF寿命预测精度均在2倍分散带内。      

GH536镍基高温合金板材焊接性研究

本文根据新机燃烧室焊接构件的要求,对GH536镍基高温合金板材进行了焊接性研究。通过十字搭接裂纹倾向试验和热塑性试验,了解并评定了该合金板材的裂纹倾向性,提供了GH536合金GTA焊接接头的力学性能数据,解决了新机试制生产中的一个关键问题。     

GH536带孔平板试样蠕变分析

采用有限元方法对GH536带孔平板试样的蠕变响应进行了数值模拟,以圆孔半径为尺寸参数,研究了不同圆孔半径试样的蠕变应力、蠕变应变分布及其随时间的变化。计算结果表明:圆孔半径对应力分布影响显著,圆孔半径越小,最大等效应力越大,最大等效应力随时间的松弛越明显,蠕变引起的应力重新分布越明显;对含局部应力集中部位结构进行持久强度储备和寿命分析时,必须考虑局部应力分布特性的影响。     

保持时间对涡轮盘材料GH4133合金热机械疲劳性能的影响

通过在热机械循环最高温度处进入不同保持时间, 研究了保持时间对涡轮盘材料GH4133合金热机械疲劳性能及其寿命的影响. 结果表明, 对于不同保持时间,无论是同相位热机械疲劳还是反相位热机械疲劳,材料在温度升高的过程中均呈现循环软化特性,并且随着应变量的增大循环软化速率加快,在温度降低的过程中无明显的循环硬化或循环软化;而保持时间对同相位热机械疲劳寿命影响较为显著, 而对反相位热机械疲劳寿命几乎没有影响.     

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。      

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。     

加工表面完整性对GH4169高温合金疲劳寿命的影响

研究了ＧＨ４Ｉ６９高温合金的加工表面完整性对室温和６５０℃高温低周疲劳寿命的影响规律，研究结果表明，在低周疲劳条件下，表面粗糙度是主要影响因素，表面硬化对疲劳寿命有不利的影响，而残余应力对疲劳寿命的影响可以忽咯，这是由于残余应力在外加应力的作用下发生松弛，特别是在高温条件下，残余应力的松弛更为明显。     

GH536镍基高温合金焊接组织演变

使用体视显微镜、光学显微镜、扫描电镜及其能谱仪对GH536焊接接头组织进行分析,结果表明:固溶态GH536由γ基体、大量M6C及少量M23C6组成;焊后,大量M6C在晶内弥散析出,在晶界和孪晶界上不连续析出,原有的碳化物长大。热影响区分为三个区域:靠近母材处,存在粗大岛链状碳化物;中部,部分碳化物重新固溶入基体,存在网链状碳化物;靠近熔合线,存在碳化物贫化区。焊缝处碳化物在晶界和枝晶间析出,从边缘到中心逐渐凝固:初始阶段,组织为非外延式生长的胞状晶,生长方向垂直于熔合线;中间阶段,组织转变为柱状树枝晶,且越靠近焊缝中心,晶粒尺寸越大;中心为粗大的等轴状树枝晶。焊接过程中,焊缝金属中各元素未损失。     

冷挤压强化对GH4169合金孔结构室温低循环疲劳寿命影响

对GH4169合金中心孔板材试样进行冷挤压强化,测试了挤压前后GH4169中心孔板材试样在663 MPa/20℃条件下的低循环疲劳寿命;分别采用扫描电镜、X射线衍射残余应力仪、表面轮廓仪分析了疲劳断口、疲劳过程中残余应力场的演化以及表面形貌。结果表明:冷挤压强化后孔结构的疲劳寿命提高为原始试样的2.6倍。冷挤压强化对孔壁的强化效果使得冷挤压试样疲劳源萌生于倒角处单源,而原始试样萌生于孔壁多源。经过50000周次疲劳实验,冷挤压强化残余压应力有所松弛,但进口端与出口端的表面残余应力分别保持了55%和75%。冷挤压后孔壁表面粗糙度R_a由0.354μm减小到0.297μm。     

带补偿加热的GH4169间的接触热导测试研究

针对航空发动机热端部件的材料特性和工作环境特点,自主研制了带有补偿加热装置的高温、高压接触热导(TCC)测试系统.设计使用纯铜作为热流计材料,使其对于热导率不明确或随温度变化较大的高温合金同样具有较好的适用性.针对航空发动机热端部件常用结构材料GH4169/GH4169在不同界面压力(60～180 MPa)和不同界面温...     

Influences of milling and grinding on machined surface roughness and fatigue behavior of GH4169 superalloy workpieces

Surface topography of superalloy GH4169 workpieces machined by milling and grinding is different significantly. Meanwhile, surface roughness, as one of the main indicators of machined surface integrity, has a great influence on the fatigue behavior of workpieces. Based on analyzing the formation mechanism and characteristics of surface roughness utilizing different machining processes and parameters, the machined surface roughness curve can be decoupled into two parts utilizing frequency spectrum analysis, which are kinematic surface roughness curve and stochastic surface roughness curve. The kinematic surface roughness curve is influenced by machining process,parameters, geometry of the cutting tool or wheel, the maximum height of which is expressed as R'_z.By subtracting the kinematic part from the measurement curve, the stochastic surface roughness curve and its maximum height R'_zcan be obtained, which is influenced by the defects of cutting tool edge or abrasive grains, built-up edges(BUE), cracks, high frequency vibration and so on. On the other hand, the results of decoupling analysis of surface roughness curves indicate that Raand Rz values of milling GH4169 are 2–5 times and 1–3 times as high as those of grinding, while R'_zvalue of milling is 13.85%–37.7% as high as that of grinding. According to the results of fatigue life tests of specimens machined by milling and grinding, it can be concluded that fatigue behavior of GH4169 decreases with the increase of R'_zmonotonically, even utilizing different machining processes.     

孔挤压对于高温合金GH4169孔结构高温疲劳性能的影响

根据高压压气机盘螺栓孔结构,设计中心孔板材疲劳试样.表征了孔挤压强化后的表面轮廓,分析了在多种交变载荷条件下孔挤压前后试样的疲劳寿命,并进行了断口观察和疲劳过程中孔挤压残余应力的演化分析.结果表明:孔挤压强化减小了孔壁表面粗糙度,并使孔结构在多种高温大应力条件下（825MPa/600℃、825MPa/400℃和663MPa/600℃）的高温疲劳性能提高1～3倍,但疲劳数据分散度略有增大.孔挤压残余应力在最大拉应力为663MPa,温度为600℃,应力比为01条件下20000次疲劳试验中松弛到60%.原始试样的多源疲劳断口主要起源于孔边的加工刀痕,而挤压强化试样断口起源于孔挤压在倒角区域流动金属堆积处,为单源疲劳断口.      

镍基合金GH4169疲劳小裂纹的扩展行为

基于表面复型法,采用快速固化材料RepliSet监测了镍基合金GH4169单边缺口拉伸试样疲劳小裂纹的萌生和扩展行为,利用光学显微镜对复型进行了观测。结果表明:RepliSet材料可有效复制试样表面形貌,记录疲劳小裂纹的萌生和扩展过程。镍基合金GH4169疲劳小裂纹起始于材料表面夹杂,疲劳小裂纹早期扩展阶段受微观结构影响,扩展速率波动性较大。疲劳小裂纹扩展过程中的临界裂纹长度约为250μm,当主裂纹长度小于250μm时,裂纹扩展非常缓慢;但当裂纹长度超过250μm后,疲劳小裂纹快速扩展成为长裂纹并导致试样断裂。在双对数坐标系中,疲劳小裂纹扩展速率和裂纹长度近似为线性关系。      

K417镍基高温合金微动磨损行为的研究

研究了K417镍基高温合金的微动磨损行为。结果表明,K417镍基高温合金的微动磨损可以分为开始、过渡和稳定三个阶段,稳定阶段的微动磨损机理是疲劳脱层。高温下K417镍基合金的微动磨损表面可以形成致密的釉质氧化膜,具有良好高温强度的K417镍基合金基体的支撑保证了釉质氧化膜的连续和完整。通过降低剪切应力的大小和改变其分布形式,釉质氧化膜可以缓解K417镍基合金的微动磨损。     

GH625高温合金管缩径旋压成形数值模拟及试验研究

基于ABAQUS/Explicit平台建立了高温合金管缩径旋压三维弹塑性有限元模型,对GH625高温合金管缩径旋压成形过程进行了模拟分析,研究了轴向进给速度、旋轮圆角半径、旋轮安装角度对高温合金管缩径旋压成形质量的影响规律。研究结果表明,高温合金变径管在旋压过程中,随旋轮的轴向进给,不同的区域截面变化趋势不同。对工艺参数进行分析,发现轴向进给速度及旋轮圆角半径增大时,壁厚增大;旋轮安装角度对零件壁厚无明显影响;进给速度越大或圆角半径越大,截面椭圆度越大;距自由端较远时,旋轮安装角度越小,截面椭圆度越大;随着旋轮的进给,距自由端越近,椭圆度波动越严重。最后,根据数值模拟结果确定最终工艺参数为轴向进给速度0.25mm/r,圆角半径取值2~4mm,旋轮安装角度为90o,并进行了高温合金管缩径旋压试验,得到了较好的成形件。