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单晶高温合金的冷热疲裂纹生长行为研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了3种不同镍基高温合金在不同的热循环温度下的热疲劳性能.结果表明,单晶高温合金具有较好的热疲劳抗性,分别用光学显微镜和扫描电镜对热疲劳裂纹的萌生和扩展行为进行观察发现,裂纹首先在缺口处萌生,而在不同合金中裂纹的扩展行为具有显著差异.在单晶高温合金中裂纹的扩展方向与枝晶生长方向成45°,而在Mar-M002多晶定向合金中,裂纹则主要沿着枝晶间区域的共晶和碳化物进行扩展.扩展方式的不同对合金的热疲劳抗性会产生很大的影响. 相似文献
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镍基铸造高温合金具有优异的高温性能,广泛应用于航空发动机涡轮叶片等热端部件之中。航空发动机涡轮叶片是发动机中工作环境最为恶劣、结构最为复杂的零件之一,在发动机运行过程中所产生的高温交变应力的作用下,合金承受着严重的应力、应变循环损伤,裂纹往往在合金中的薄弱区域形成并扩展,使合金以低周疲劳的模式失效,严重影响了合金的服役寿命,因此对合金低周疲劳性能的研究尤为重要。本文详细阐述了影响镍基铸造高温合金低周疲劳性能的表面缺陷、内部组织及缺陷、晶体取向和低周疲劳试验条件等四方面因素,从位错运动方式和形态变化特点出发,研究了不同温度下镍基铸造合金的变形机制,最后总结了合金低周疲劳寿命预测的应力应变准则、能量准则、损伤累积准则及临界面和临界距离准则。 相似文献
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对K465合金等轴晶铸造涡轮叶片进行了热等静压,研究了热等静压工艺对铸造涡轮叶片的显微疏松、组织、性能及极限疲劳试验的影响。通过与熔模铸造涡轮叶片对比,验证了热等静压对涡轮叶片显微疏松和疲劳强度的作用效果。结果表明:采用热等静压能够显著减少K465等轴晶铸造涡轮叶片的显微疏松及孔洞类缺陷,并能提高叶片的室温拉伸强度、高温持久强度和极限疲劳强度等性能。 相似文献
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为了加快验证新工艺制造的K403合金高压导向叶片的可靠性,采用热冲击试验模拟叶片实际服役环境,分析了热冲击前后叶片的微观组织及热疲劳裂纹的萌生及扩展机理。研究结果表明,高压导向叶片经过781次热冲击后,枝晶的二次枝晶间距明显增加,γ基体通道变宽,γ′相含量由53%降低至45.1%。疲劳裂纹不仅从叶片表面应力集中部位萌生,叶身内部大块碳化物由于冷热循环作用而破裂也可形成裂纹源。疲劳裂纹扩展速率在热冲击中前期由于热应力得到释放从而逐渐减慢,在热冲击试验的中后期由于γ′强化相逐渐减少,使得裂纹扩展阻力减少,裂纹扩展速率加快。 相似文献
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在定向凝固钴基高温合金中采用V型缺口分别垂直和平行于凝固方向的板状热疲劳试样,并在缺口位置预制再结晶组织,研究了在最高温度为1000℃,最低温度为室温的冷热循环下,缺口取向和再结晶对定向凝固钴基高温合金热疲劳性能的影响.结果表明,缺口取向垂直于凝固方向时,基体在应力作用下循环氧化开裂;缺口平行于凝固方向时,热疲劳性能下降,裂纹沿枝晶间扩展.再结晶降低定向凝固钴基高温合金的热疲劳性能,再结晶晶界氧化开裂,晶界析出的M23C6型碳化物氧化脱落后形成的孔洞加速了裂纹扩展;连接枝晶间碳化物的再结晶晶界成为缺口平行于凝固方向时热疲劳裂纹的优先扩展通道. 相似文献
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DD8单晶镍基高温合金的热机械疲劳 总被引:1,自引:0,他引:1
对DD8合金进行了同位相(IP)与反位相(DP)热机械疲劳(TMF)实验。结果表明:当以机械应变幅作为参量时,在高应变幅下,IP疲劳寿命均低于OP的寿命;随着应变幅的降低,IP疲劳寿命有向OP寿命靠近的趋势,扫描电镜观察表明,IP和OPTMF试样的断口形貌有明显的不同,在IP实验中,裂纹萌生于试样内的铸造孔洞,垂直于加载轴方向扩展;而OP裂纹则是萌生于试样的自由表面,沿着{111}晶面扩展,不同的裂纹萌生和扩展机制是导致IP和OPTMF寿命差异的主要原因。 相似文献
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定向凝固DZ4合金的低周疲劳与断裂行为研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对定向凝固DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳行为进行了研究,并结合断口观察,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.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. 相似文献
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基于航空发动机涡轮盘榫槽结构特点及其工作状态,采用榫槽模拟件对GH4720合金的疲劳失效机理和裂纹扩展寿命进行了实验研究和理论分析。研究结果表明:GH4720合金榫槽模拟件的疲劳失效表现为3个阶段:(i)模拟涡轮盘榫槽处由于较高的应力集中而产生滑移,进而萌生裂纹;(ii)随着应力集中和循环载荷的持续,相邻晶粒间位错开动、发生滑移,裂纹在晶粒间传递;(iii)随着应力强度因子范围增大,剪应力和主应力交互作用、滑移系开动及位错在不同滑移系间的运动,裂纹快速扩展。在实验基础上建立了GH4720合金的疲劳裂纹扩展寿命模型,基于有限元分析的榫槽处的应力和裂纹扩展寿命模型得到的裂纹扩展寿命与实验结果相符,表明该裂纹扩展寿命模型可用于工程中预测涡轮盘的剩余寿命。 相似文献
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基于航空发动机涡轮盘榫槽结构特点及其工作状态,采用榫槽模拟件对GH4720合金的疲劳失效机理和裂纹扩展寿命进行了实验研究和理论分析。研究结果表明:GH4720合金榫槽模拟件的疲劳失效表现为3个阶段:(i)模拟涡轮盘榫槽处由于较高的应力集中而产生滑移,进而萌生裂纹;(ii)随着应力集中和循环载荷的持续,相邻晶粒间位错开动、发生滑移,裂纹在晶粒间传递;(iii)随着应力强度因子范围增大,剪应力和主应力交互作用、滑移系开动及位错在不同滑移系间的运动,裂纹快速扩展。在实验基础上建立了GH4720合金的疲劳裂纹扩展寿命模型,基于有限元分析的榫槽处的应力和裂纹扩展寿命模型得到的裂纹扩展寿命与实验结果相符,表明该裂纹扩展寿命模型可用于工程中预测涡轮盘的剩余寿命。 相似文献
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《热加工工艺》2017,(24)
研究了温度幅分别为25~300℃、25~350℃和25~400℃时,铸态A356合金、细化变质A356合金、微合金化A356合金和T6态微合金化A356合金的热疲劳行为;分析了热裂纹萌生和生长的机理。结果表明,在相同温度幅下,热疲劳裂纹萌生寿命从大至小的顺序为:T6态微合金化A356合金、微合金化A356合金、细化变质A356合金、铸态A356合金;在热疲劳裂纹形成后,裂纹扩展早期阶段的裂纹生长速度要高于扩展后期;铸态A356合金和细化变质A356合金的热疲劳裂纹呈弯曲状且主要以沿晶方式扩展;微合金化A356合金和T6态微合金化A356合金的热疲劳裂纹更加平直和细小,且以穿晶-沿晶的混合方式扩展;T6态微合金化A356合金具有最佳的抗热疲劳性能。 相似文献
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对国内某型飞机发动机在试车及飞行后,在高压涡轮导向叶片局部出现的裂纹进行了系统的研究和分析,通过对裂纹宏观形貌、裂纹的断口形貌和叶片金相组织状态的分析对比,对叶片裂纹性质进行了确认,该叶片气膜孔边缘裂纹为热疲劳裂纹,早期疲劳开裂与尖锐的气膜孔孔口边缘有关。 相似文献
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利用自行设计的微动疲劳实验夹具装置研究超细晶纯钛在柱面-平面接触下的微动疲劳特性,分析循环应力对其微动疲劳寿命的影响,通过观察接触区磨损和断口形貌,分析其微动损伤机制。结果表明,当法向载荷不变时,超细晶纯钛的微动疲劳寿命随着循环应力的增加而减小,比常规疲劳寿命更小。微动疲劳裂纹于接触区边缘萌生,磨损区破裂严重且附着有磨粒,在磨粒磨损作用下加速了试样的疲劳失效。断口同时呈现出疲劳形貌和微动形貌,形貌从平滑转向粗糙直至断裂,裂纹由小变大,裂纹扩展速率也逐渐增加,且在裂纹扩展区存在二次裂纹;由于受力不均在裂纹扩展区与断裂区之间存在山脊状形貌。 相似文献
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基于TiAl低压涡轮叶片夹持榫头室温振动疲劳试验结果,分析总结TiAl低压涡轮叶片室温振动疲劳的行为特点。结果表明:叶片存在两种断裂位置,大多数叶片由榫槽底部高应力截面断裂,个别叶片由叶身铸造缺陷处断裂;叶片室温振动疲劳寿命具有较大分散性,疲劳寿命主要取决于裂纹萌生阶段的贡献,试验应力水平下叶片粗大的片层组织的尺寸、数量和分布位置会显著影响疲劳寿命,并增加疲劳寿命的分散性;叶片室温疲劳具有较高的缺陷敏感性,叶身排气边亚表面存在尺寸约0.4 mm的Al2O3、Y2O3铸造夹渣,改变了叶片的断裂位置和起源方式,形成亚表面铸造缺陷起源,并在源区附近出现沿晶断裂和光滑刻面特征,沿晶特征与等轴晶粒对应。 相似文献