本文選題：臨界面損傷 + 疲勞-蠕變　； 參考：《航空材料學(xué)報(bào)》2017年04期

【摘要】：采用臨界面損傷方法并耦合疲勞-蠕變壽命模型,通過(guò)適當(dāng)?shù)募夹g(shù)改進(jìn),分別對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)650℃條件下渦輪盤(pán)用材料ZSGH4169高溫合金和980℃條件下渦輪轉(zhuǎn)子葉片用材料DZ125定向凝固高溫合金的疲勞-蠕變壽命進(jìn)行預(yù)測(cè),并分別比較以W_(alls),C_(cb),S_(wt),G_(lk),和Fin為參數(shù)的五種壽命模型的預(yù)測(cè)精度。算例的計(jì)算結(jié)果表明:對(duì)于ZSGH4169高溫合金,以Walls臨界損傷平面為參數(shù)的壽命模型預(yù)測(cè)效果較好,預(yù)測(cè)的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值相比基本落在±3倍分散帶以內(nèi);而對(duì)于DZ125高溫合金而言,以G_(lk)臨界損傷平面為參數(shù)的壽命模型預(yù)測(cè)效果較好,預(yù)測(cè)的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值相比基本落在±2.5倍分散帶以內(nèi)。
[Abstract]:Using the method of interface damage and coupling the fatigue creep life model, through the appropriate technical improvement, The fatigue creep life of ZSGH4169 superalloy for turbine disk at 650 鈩，

本文編號(hào)：1980907