本文關(guān)鍵詞：疲勞載荷與溫度條件耦合作用下金屬材料失效研究

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【摘要】：民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪葉片長(zhǎng)期在高溫環(huán)境下工作,材料的高溫力學(xué)性能相對(duì)復(fù)雜,會(huì)受到許多因素的影響,包括環(huán)境溫度,腐蝕,所受載荷等等。由于這種復(fù)雜的工作環(huán)境,發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪盤、渦輪葉片等部件時(shí)常會(huì)發(fā)生疲勞斷裂現(xiàn)象,研究發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫合金材料的熱疲勞行為,對(duì)部件的損傷壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)具有重要意義。通過使用Instron 5982電子萬(wàn)能材料試驗(yàn)機(jī)對(duì)材料進(jìn)行常溫拉伸試驗(yàn),使用VIC-3D設(shè)備對(duì)試驗(yàn)過程數(shù)據(jù)進(jìn)行記錄觀察,研究材料的力學(xué)性能;通過使用Instron8803液壓伺服疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)開展高溫疲勞試驗(yàn),分別通過固定其他參量,改變?cè)囼?yàn)頻率、應(yīng)力和溫度的方法進(jìn)行試驗(yàn),研究溫度、應(yīng)力和頻率對(duì)高溫疲勞性能的影響。對(duì)試驗(yàn)后的斷口用Hitachi S-3400N掃描電子顯微鏡進(jìn)行顯微觀察及能譜分析研究。并用MSC.Fatigue仿真軟件通過名義應(yīng)力法對(duì)同等環(huán)境疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè),并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。對(duì)鎳基合金GH4033進(jìn)行常溫拉伸試驗(yàn)后發(fā)現(xiàn),VIC-3D在實(shí)驗(yàn)過程中可以更直觀的對(duì)應(yīng)變等數(shù)據(jù)測(cè)量,測(cè)量范圍大,并且可以預(yù)知裂紋出現(xiàn)位置。在應(yīng)力控制高溫疲勞試驗(yàn)過程中,GH4033發(fā)生疲勞軟化現(xiàn)象。在700?C 0.5Hz條件下,隨著載荷水平的增大,試樣的疲勞壽命減小;在700?C 500MPa條件下,隨著加載頻率的變大,疲勞壽命降低;在500MPa 0.5Hz時(shí),隨著試驗(yàn)溫度的升高,試樣的疲勞壽命減小。名義應(yīng)力法對(duì)104以上疲勞壽命模型預(yù)測(cè)更加準(zhǔn)確,而對(duì)于1~103的壽命區(qū)間,預(yù)測(cè)誤差更大。GH4033合金高溫疲勞斷口由疲勞源區(qū)、疲勞裂紋擴(kuò)展區(qū)和瞬斷區(qū)三部分組成,700?C下隨著應(yīng)力水平的逐漸變大,試樣的疲勞源區(qū)和擴(kuò)展區(qū)的面積所占比重降低,斷口疲勞輝紋間距減小,輝紋變得更加致密,二次裂紋數(shù)量增多。高溫環(huán)境下可以觀察到裂紋的形貌從內(nèi)至外依次為裂紋主體、氧化膜、擴(kuò)散區(qū)等幾大區(qū)域。由能譜分析發(fā)現(xiàn),材料中存在氧化物、碳化物顆粒,碳化物顆�？梢匝泳徚鸭y發(fā)展,氧化物顆粒促進(jìn)裂紋發(fā)展。
【學(xué)位授予單位】：中國(guó)民航大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V231.95

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本文編號(hào)：1280620