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在航空发动机结构中,一些部件在高温状态下工作,如涡轮盘、叶片、燃烧室等,除承受一般机械应力外,还同时受到环境的侵袭。研究和使用的共同经验也表明:高温部件的失效很少单纯由于疲劳或蠕变断裂所造成,常常起因于疲劳—蠕变—环境三方面的交互作用。其中环境腐蚀又易于成为疲劳起始源。目前对热端部件的设计和选材还只限于考虑疲劳—蠕变交互作用的性能。六十年代初诞生的描述低 相似文献
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本文着重评述涡轮叶片、涡轮盘寿命估算的一些方法。在高温高负荷下工作的燃气涡轮发动机零件,其载荷历程和环境介质的影响十分复杂,因此,使准确估计零件的使用寿命受到限制。本文仅就国外关于寿命估算和蠕变疲劳裂纹扩展的研究现况作一简要介绍。 相似文献
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对某典型飞行科目的载荷谱进行处理,得出对涡轮盘损伤影响较大的主次循环。根据三循环载荷谱,对该科目进行载荷等效转换,并分别对涡轮盘进行弹塑性分析,从而得到在不同循环载荷下的低循环疲劳损伤。进行蠕变分析得到蠕变损伤。通过对已完成的寿命损伤以及计划完成的寿命损伤计算,利用线性累加理论求得剩余寿命。 相似文献
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本文中,从GH33高温合金涡轮盘选择低倍细晶和粗晶试样测定650℃下低循环疲劳试验结果表明,低倍粗晶严重地降低低循环疲劳性能。它已为断裂分析方法所证实。除此之外,试验还发现低倍细晶和粗晶的稳定应力(σ_(ST))和疲劳寿命(N_f)之间,在双对数座标上均呈线性关系,如下: N_f=(σ_(f′)/σ_(ST))~(-b) 最后,文中还讨论了晶粒尺寸的影响和疲劳断裂机理。 相似文献
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高压涡轮导向叶片裂纹分析 总被引:3,自引:0,他引:3
对某发动机高压涡轮导向叶裂纹的性质和产生原因进行了分析。结果表明,导向器叶片裂纹的性质属典型的热疲劳断裂失效,引起该发动机导向叶片热疲劳断裂失效的主要原因是试验温度偏高,温度场分布不均,排气边冷却效果不良也是影响叶片开裂的因素。 相似文献
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涡轮叶片是燃气轮机最重要的热端部件之一。它长期在不均匀的温度场、应力场以及燃气腐蚀和高温氧化的环境下工作,面临着蠕变、低周疲劳和高温腐蚀等多种失效威胁。系统地研究涡轮叶片在服役过程中的组织损伤与性能退化规律是揭示其失效机理、探索适宜的恢复热处理工艺以延长涡轮叶片使用寿命的必然途径。对目前已有的涡轮叶片服役损伤研究进行了总结,同时结合本课题组对不同类型的涡轮叶片长期服役后(空中飞行时间:1 200 h~20 000 h)组织和性能损伤评估的研究结果,对存在的各种服役组织损伤形式进行了归类和介绍,主要包括涂层的退化、拓扑密排相(TCP)的析出、二次反应区(SRZ)的形成,γ′相的粗化与筏排化,碳化物的分解与析出,蠕变孔洞与裂纹的形成等。此外,还总结了前人研究的服役涡轮叶片性能退化规律以及恢复热处理工艺。热端部件服役损伤的研究对燃气轮机关键部件的寿命管理和安全服役具有重要的指导意义和经济意义。 相似文献
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研究了K405高温合金精铸涡轮叶片断裂失效的性质与原因,结果表明,叶片制造过程中表面遭受Bi-Sn低熔点合金污染,在使用温度与拉应力作用下出现脆性开裂,从而导致早期疲劳断裂失效。 相似文献
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研究了K405高温合金精铸涡轮叶片断裂失效的性质与原因。结果表明,叶片制造过程中表面遭受Bi-Sn低熔点合金污染,在使用温度与拉应力作用下出现脆性开裂,从而导致早期疲劳断裂失效。 相似文献
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涡轮叶片是航空发动机的核心热端部件之一,其安全服役对航空发动机的正常运行至关重要。当发动机遭遇非正常工况时,涡轮叶片的服役温度可能急剧上升并超过正常工作允许温度,即发生超温服役。超温可使叶片遭受严重的组织退化,导致叶片提前失效。本文介绍了航空发动机涡轮叶片过热检查和失效分析的方法,详细阐述了超温服役对显微组织与力学性能影响的研究进展。此外,本文还对高温合金超温服役损伤评价、寿命预测和组织修复提出了展望,为叶片服役评价与失效分析及新型高温合金的研制提供了参考借鉴和理论依据。 相似文献
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疲劳/蠕变复合作用下聚苯乙烯的交互损伤研究 总被引:3,自引:0,他引:3
探讨了在疲劳/蠕变复合作用下聚苯乙烯的损伤交互作用,结果表明,在疲劳/蠕变复合作用下聚苯乙烯存在疲劳和蠕变的交互损伤,其断裂寿命比纯疲劳或纯蠕变的断裂寿命低;断裂机制是疲劳循环载荷松动和活化了分子链或链段,从而促进蠕变运动和断裂,并且,疲劳/蠕变的交互损伤程度与温度密切相关。 相似文献
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通过1.25Cr0.5Mo钢高温环境应力控制的疲劳-蠕变交互作用试验,揭示和分析了1.25Cr0.5Mo钢高温疲劳-蠕变交互作用下应力循环特性以及平均应变、非弹性应变范围等参数随温度、加载历史、加载水平的变化规律,在此基础上,利用扫描电镜对试样断口进行了分析。研究表明:高温环境下,材料的应力循环特性依赖于加载水平和加载历史,平均应变、非弹性应变范围等参数依赖于温度、加载水平和加载历史,材料的断裂从以解理断裂为代表的脆性断裂过渡到以韧窝型剪切断裂为代表的延性断裂,为混合型断裂。 相似文献
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对DZ125定向凝固铸造镍基高温合金进行了应变比为-1.0的同相位三角波和同相位梯形波,550℃()1000℃热/机械疲劳实验研究.实验结果表明:在相同应变幅下,同相位三角波载荷情况下的热/机械疲劳寿命比同相位梯形波载荷情况下的热/机械疲劳寿命长.研究了在两种载荷情况下材料的热/机械疲劳循环应力响应行为.试样断口的微观分析表明:在热/机械疲劳过程中,同时存在疲劳、蠕变和氧化损伤;在同相位三角波载荷下,穿晶 沿晶断裂为疲劳断裂的主要特征;在同相位梯形波载荷下,裂纹主要为沿晶萌生与扩展.这是导致在同相位梯形波载荷下疲劳寿命缩短的主要原因. 相似文献
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本文研究了三种变形高温合金在高温阶式应力循环条件下的力学行为和断口金相特征。经试验表明,应力阶式循环普遍降低合金的静蠕变断裂寿命,但不同的合金具有不同的抗阶式应力循环的能力。本研究提出了计算阶式应力循环损伤蠕变断裂寿命比率的方法。金相分析表明,应力阶式循环使静蠕变损伤机理复杂化,并使断口金相特征更明显更个性化。 相似文献
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喷气涡轮发动机的关键零件之一——涡轮叶片在工作时经受着温度的急剧变化,而使叶片横截面上的膨胀和收缩不均匀,产生一种瞬时的应力与应变循环,见图1。这种瞬时的反复过程可能导致热疲劳裂纹的萌生与扩展。图1 相似文献