发动机Ⅰ级涡轮叶片裂纹分析

发动机在进行试车时发现Ⅰ级涡轮叶片在进气边出现裂纹。涡轮叶片材质为K465铸造高温合金,截至裂纹发现时,发动机累计工作时间为145 h。通过外观观察、断口观察、金相检查和温度热模拟试验等手段,分析了叶片裂纹的性质和原因。结果表明:Ⅰ级涡轮叶片裂纹性质为疲劳裂纹;叶片出现裂纹的原因是榫头型芯未脱除干净,榫头冷却通道堵塞,叶片超温造成组织和性能弱化,导致叶片在高温区萌生裂纹,提前失效;根据热模拟试验结果可以判断,叶片裂纹处承受温度在1 260℃以上。     

发动机风扇转子叶片叶身裂纹分析

发动机风扇转子叶片叶身中部区域过早产生一条裂纹。通过对故障叶片进行外观检查、断口分析、表面检查、材质分析等试验手段,确定了故障叶片裂纹性质及开裂机理。结果表明:故障风扇转子叶片裂纹为起源于叶身中部叶背侧亚表面的高周疲劳裂纹;裂纹疲劳源区附近基体组织不均匀,且存在较多的长条状初生α相,降低了叶片的疲劳性能,是导致该叶片叶身中部过早开裂的主要影响因素。改进措施为控制锻造温度并保证毛坯变形量,避免长条状初生α相的形成。     

铝板带铸轧铜辊套疲劳裂纹产生原因及其控制

为了延缓铝板带铸轧时KME B95铜辊套表面疲劳裂纹的产生,提高其使用寿命,通过观察检测铜辊套表面疲劳裂纹产生和扩展过程,利用热模拟和在线实际测量相结合的手段,得出辊面温度变化值,并绘出热应力分布曲线。结果表明,铝板带铸轧生产过程中铜辊套表面温度最高可达520℃,局部瞬间产生的热应力高达1 764 MPa,远超出其材料的屈服强度,这是辊套产生热疲劳裂纹的直接原因;铸轧线荷载超过10 kN/mm时,与热应力叠加促进铜辊套产生疲劳裂纹。通过优化铸轧工艺,降低铸轧载荷的方式,延缓裂纹出现的时间,提高了铜辊套的使用寿命。     

发动机低压涡轮导向叶片裂纹分析

低压涡轮导向叶片是发动机中重要热端部件之一,叶片在高温燃气环境下工作,服役条件十分恶劣。发动机工作结束后,发现低压涡轮导向叶片表面存有裂纹和基体缺失现象。通过外观检查、断口宏微观分析、材质分析、气膜孔检查及热模拟试验等手段,对低压涡轮导向叶片的裂纹性质及萌生原因进行分析研究。结果表明:故障低压涡轮导向叶片的裂纹性质为疲劳裂纹,叶片在工作过程中热障涂层脱落,导致叶片组织超温,使其抗疲劳性能下降并萌生疲劳裂纹。     

铸辗成形高温出模环形铸坯的热力耦合模拟

针对铸辗连续成形环形铸件高温出模环节可能产生裂纹、变形等铸造缺陷,通过数值模拟,分析了不同出模温度对铸件热应力和应变的影响,探讨了相同出模温度条件下,不同环境温度和传热系数对铸件热应力和应变的影响。结果表明,环件内表面边界和中心部位应力及变形较大,易产生裂纹。此外,传热系数比环境温度对铸造应力影响大。出模后铸件采取保温措施后,铸件热应力和变形显著减小,裂纹倾向明显降低。     

锌锭模应力数值模拟及裂纹位置分析

针对锌锭模在浇注冷却过程中因裂纹而失效的问题,利用有限元方法,分析了锌锭模的温度场、应力场及其变化。结果表明模具的热应力为复杂的三向应力,各部分的热应力并不相同,模具上和锌液接触的内表面温度较高,其热应力为压应力,与水接触表面温度较低,其热应力为拉应力。模具上产生裂纹的部位其热应力远小于材料的抗拉强度,说明模具是因疲劳而产生裂纹;通过对比发现,裂纹并不一定在最大应力部位,一般是在应力较大同时模具自身组织性能较差的位置。因此对锌锭模进行应力分析,可以有效预测裂纹可能产生的位置,为模具设计和制造提供理论参考。     

发动机风扇静子叶片裂纹失效分析

针对发动机风扇静子叶片出现裂纹故障进行失效分析。通过对故障叶片进行外观检查、断口分析、表面形貌检查、截面金相检查、材质分析及断口区域成分分析,并对叶片上缘板排气边转接区域的应力分布进行计算,确定了叶片裂纹性质和产生原因。结果表明:故障风扇静子叶片上缘板转接区域裂纹为高周疲劳性质,导致叶片过早出现疲劳裂纹的主要原因是机匣与上缘板焊接的热影响区进入叶片上缘板排气边转接处的应力集中区;同时叶片工作时受到的振动载荷也加速了疲劳裂纹的产生。并由此提出增加叶片上缘板排气边转接区和焊缝距离的改进建议。     

航空发动机风扇叶片裂纹失效分析

航空发动机风扇叶片产生了裂纹故障。通过对故障叶片进行外观检查、断口分析、叶尖端面检查、化学成分分析、硬度检测及金相组织分析,确定了风扇叶片裂纹的性质和产生原因。结果表明:风扇叶片裂纹为高周疲劳裂纹;钛合金风扇叶片与镍包石墨涂层摩擦相容性差,叶片与机匣镍包石墨涂层发生严重摩擦是导致叶片产生早期疲劳开裂的主要原因;同时,结构的应力集中以及振动应力也会引起疲劳裂纹的萌生及扩展;并提出了相应的改进建议,避免类似故障的发生。     

K465合金涡轮叶片叶身开裂分析

发动机厂内试车后进行荧光检测,发现多件K465合金涡轮叶片在叶冠叶身出现裂纹。采用体视显微镜和扫描电镜对叶片进行裂纹形貌及断口分析、金相组织检查等。结果表明：裂纹性质为疲劳开裂,起源于内腔表面。裂纹产生原因是叶片采用铝基型芯浇注以及模组方式不当,使得该位置产生较大铸造应力。通过将铝基型芯改为硅基型芯、改进铸造工艺和优化模组方式,可降低叶片的铸造应力,预防此类故障。     

发动机压气机转子叶片裂纹分析

对发动机压气机转子叶片试验件裂纹进行失效分析。通过对故障叶片进行外观检查、断口分析、表面形貌检查、截面金相检查、材质分析及断口区域成分分析,并对叶片振动应力分布进行计算,确定叶片裂纹性质和产生原因。结果表明:故障压气机转子叶片裂纹为高周疲劳性质,导致叶片过早出现疲劳裂纹的主要原因是叶身表面振动应力最大区域抛光、喷丸效果差,存在原始机械加工痕迹;最后提出避免叶身表面残留原始机械加工痕迹的改进建议。     

TC17钛合金压气机鼓筒篦齿裂纹分析研究

发动机第二寿命期到寿后返厂大修，在进行荧光检测时，发现TC17钛合金的高压压气机一、二级盘组合件连接鼓筒的三道封严齿处出现宏观裂纹。通过对连接鼓筒裂纹的分布、形态及走向进行宏、微观分析，并对裂纹打开断口进行分析，以及检查鼓筒周向4个位置的封严齿处的磨损及烧伤情况，结果表明:高压压气机一、二级盘鼓筒裂纹性质为疲劳开裂；疲劳裂纹产生的原因是封严环篦齿与蜂窝环设计间隙过小，发动机工作时出现严重对磨，产生高温，磨损导致的温升由于钛合金导热率低而不能及时传导，导致齿顶基体组织出现过热甚至过烧现象，材料性能下降，在发动机高速旋转时的对磨应力作用下，疲劳裂纹萌生和扩展。通过放宽封严环篦齿和蜂窝环之间的设计间隙，适当的改善蜂窝环的制造工艺，降低蜂窝环硬度，从而解决了此类故障。     

轧辊堆焊金属的耐热疲劳性能

通过设计的热疲劳试验方法,对三种自制药芯焊丝和一种国产堆焊轧辊用实心焊丝的耐热疲劳性能及其影响因素进行了深入研究,同时对堆焊金属中热疲劳裂纹形成以及扩展机理做了进一步探讨,研究表明,堆焊金属中热疲劳裂纹的形成以及扩展是循环应力和氧化气氛共同作用的结果,堆焊金属的抗氧化性越高,抗启裂能力越强,在此基础上,得出了热疲劳裂纹形成以及扩展的机理模型图,另外,研究结果还表明,堆焊金属的组织以及组织中存在的夹杂物对耐热疲劳性能也有很大影响,均一的组织有利于提高其耐热疲劳性能,而夹杂物则促使热疲劳裂纹形成、扩展、分叉。     

Biaxial Fatigue Life Predicted by Crack Growth Analysis in Various Material Microstructures Modeled by Voronoi-Polygons

Fatigue life is affected by the crack growth behavior that depends on the material microstructure as well as the stress biaxiality. By considering such effects on crack growth, a numerical procedure for predicting failure life in biaxial fatigue of materials with different microstructures was proposed in this study. Such a procedure will be helpful in the material design for higher performance of fatigue resistance in a material. The microstructure of a material was first modeled using Voronoi-polygons, and the crack initiation was analyzed as the result of slip-band formation in individual grains in the modeled microstructure. In the analysis, stress states in individual grains were randomized so that the average stress state should be equivalent to the bulk stress state. An algorithm for the crack growth analysis was established as a competition between the crack-coalescence growth and the propagation as a single crack. The failure life was statistically predicted based on the crack growth behavior simulated for 40 distinct microstructural configurations, which were generated by randomizing shapes of Voronoi-polygons for the same material. By applying the proposed procedure, simulations were conducted for experimental conditions of fatigue tests, which had been conducted under axial, torsional, and combined loading modes using circumferentially notched specimens of pure copper, medium carbon steel, and (α + β) and β titanium alloys. In this case, 40 different failure-lives were obtained for each combination of material and loading mode. It was revealed that the failure lives observed in experiments were almost covered by the life-ranges between the minimum and the maximum lives given in simulation. Statistical characteristics in simulated life-distributions were investigated using Weibull distribution function and its related statistical parameters.     

基于全场法的航空Ti-2Al-1.5Mn钛合金疲劳裂纹扩展各向异性研究

准确定量表征航空重要承载结构材料抗疲劳裂纹扩展能力是实施结构件服役寿命评估的基础。本文针对航空用Ti-2Al-1.5Mn钛合金,沿着板材不同取向制备CT试样开展疲劳裂纹扩展速率试验,分别基于全场法及传统方法定量表征了裂纹扩展各阶段应力强度因子幅DK。结果表明：疲劳裂纹扩展速率da/dN-DK关系及裂纹扩展路径显著受到材料取向的影响。相比较于传统表征应力强度因子幅方法,基于全场法一方面能够直接考虑裂尖塑性变形引起裂纹闭合的影响,另一方面能够有效避免因裂纹扩展路径偏折带来的有效裂纹长度测量偏差,从而不能准确获取有效应力强度因子幅的问题,其具有显著优势。基于全场法的疲劳裂纹扩展应力强度因子幅表征具有广泛应用全景。     

内含硬α夹杂钛合金轮盘裂纹扩展研究

为研究钛合金轮盘内部硬α夹杂疲劳裂纹扩展特性,对含预置硬α夹杂钛合金轮盘开展低循环疲劳裂纹扩展试验。结果表明:5229次循环后轮盘破裂;疲劳断口宏观、微观特征显示,预置硬α夹杂为本次疲劳破坏的疲劳源;在裂纹扩展前期,轮盘断口裂纹扩展速率较材料试验数据快;在裂纹扩展中期,断口裂纹扩展速率曲线呈对数线性关系;为了解决疲劳裂纹扩展后期疲劳条带不易识别的问题,使用等效裂纹扩展模型拟合断口裂纹扩展速率曲线,从而可以利用疲劳条带宽度来计算总寿命。同时,利用断口数据,提出和总结了预置硬α夹杂钛合金轮盘裂纹扩展特性仿真研究的方法。仿真研究显示:基于Paris公式建立裂纹扩展模型能较好地预测轮盘裂纹扩展特性;轮盘由于疲劳发生最终断裂破坏时,裂纹前沿的应力强度因子远大于断裂韧性,因此,不宜使用应力强度因子直接作为破裂准则。     

600 MPa 级冷压桥壳钢 CGHAZ 组织性能及抗疲劳特征

为优化600 MPa级冷压桥壳钢的成分与组织性能,进一步提高车桥的疲劳服役寿命,利用热模拟试验机预制了桥壳钢的焊接热影响粗晶区(CGHAZ)组织,采用示波冲击法得到了CGHAZ的冲击韧性,通过维氏硬度计考察了CGHAZ的组织软化特征,通过电液伺服疲劳试验机测试了CGHAZ的疲劳裂纹扩展速率,利用激光扫描共聚焦显微镜(CLSM)、高温激光显微镜(HTLM)、扫描电子显微镜(SEM)以及电子背散射衍射(EBSD)研究了CGHAZ的组织演变,M/A的形态,大角度晶界分布和疲劳二次裂纹的扩展及其走向. 结果表明,采用Nb-V成分体系的桥壳钢脆韧转变温度低于?20 ℃. 当t_8/5 ≤ 15 s时粗晶区组织不发生软化且疲劳二次裂纹在大角度晶界处发生明显偏转,其疲劳裂纹扩展速率相对Mn-Ti系和Ti-Nb系最低.     

硬质合金冲击疲劳行为的研究

本文综述了国内外有关硬质合金冲击疲劳行为的研究进展,旨在认识和揭示硬质合金在反复冲击载荷作用下的失效和断裂机理。重点总结了实验室中常用的硬质合金冲击疲劳性能评价方法,包括应力法和能量法;从WC平均晶粒尺寸、粘结相种类及含量、C含量、合金元素(Cr、V、Ta等)、腐蚀介质等方面分析了微观结构和服役环境对硬质合金冲击疲劳性能的影响;从裂纹的萌生、扩展及断裂方面阐述了硬质合金的冲击疲劳断裂机理。服役条件下的硬质合金往往不是受到单一的冲击作用,而是多种因素(载荷、温度、腐蚀介质等)的联合作用,今后有必要开展这方面的研究;另外硬质合金在冲击过程中的组织演变机理还不清楚,研究者可借助更为先进的手段(例如透射电镜原位观察等)对硬质合金的微区进行研究;此外研究者可以在总结试验数据和规律的基础上构建理论及数学模型并借助计算机软件对硬质合金的冲击过程进行动态模拟。     

H13钢铝合金压铸模开裂原因分析

电镜及金相检验结果分析表明，由于压铸模模具的成分偏析而产生由马氏体及残留奥氏体构成的带状组织缺陷，工作时模具表面出现回火裂纹，在内应力作用下模具发生早期热疲劳破坏。     

激光冲击强化对TC4 钛合金缺口叶片疲劳强度的影响

目的 提高航空发动机叶片抗外物损伤的性能。方法 采用薄壁件激光冲击强化工艺,对某型发动机TC4钛合金叶片包含一阶弯曲振动节线区域的表面进行处理,随后在叶片前缘一阶弯曲振动节线位置设计不同应力集中系数的缺口。参考有限元仿真软件分析结果和相关标准要求,预制应力集中系数Kt为3.2的缺口。通过力值校核和有限元仿真之间的多次迭代,明确应力测试位置与缺口危险点应力之间的关系。通过振动疲劳试验对激光冲击强化效果进行评价。通过扫描电子显微镜观察疲劳断口的形貌,采用残余应力仪对梯度残余应力进行测试,并提取相应位置的半峰全宽值,对激光冲击强化提升缺口叶片疲劳强度的原因进行分析。结果 经激光冲击强化处理后的钛合金缺口叶片在107次循环下的疲劳强度提升了63.2%;残余压应力层深度可达1.5 mm,且表层位错密度提升了67.5%;经激光冲击强化处理后钛合金缺口叶片裂纹萌生于近表面。结论 激光冲击强化引入的表层梯度残余压应力和位错增殖是缺口叶片疲劳强度提升的主要原因。