航空發(fā)動機渦輪盤用GH4133B合金疲勞損傷斷裂與微觀機理研究.pdf

1、渦輪盤是航空發(fā)動機上的一個非常重要的承載部件,其工作溫度略低于渦輪葉片的工作溫度,但工作中的應力狀態(tài)非常復雜。由于渦輪盤本身構造的復雜性,以及工作中的高速旋轉狀態(tài),其輪心、腹板、輪緣榫齒以及槽底等各個部位所受溫度、應力和介質腐蝕作用程度均不相同。為此,渦輪盤用材料性能需具備如下條件:較高的屈服強度、抗拉強度以及足夠的塑性儲備;足夠的持久強度、蠕變和塑性;優(yōu)越的抗疲勞性能;良好的耐腐蝕性能和穩(wěn)定的組織性能。
　　鎳基高溫合金GH41

2、33B是在GH4133合金基礎上添加適量的Mg和Zr微合金化而制成的改型合金。GH4133B合金消除了GH4133合金750oC以上存在的缺口敏感性,使材料的使用壽命成倍增加,大幅提高了持久強度和塑性。因此,在航空選材中選用GH4133B作為航空發(fā)動機的渦輪盤用材料。本文以 GH4133B合金為研究對象,開展該型合金常溫力學性能的穩(wěn)定性與可靠性、疲勞損傷機理、裂紋擴展行為的理論與實驗研究。主要研究內容和結論如下:
　　1.介紹了金

3、屬材料的疲勞行為,分析了金屬疲勞各個階段的形成和宏微觀特性。在對國內外金屬疲勞研究進展進行簡要回顧的基礎上,總結了金屬疲勞的損傷宏微觀描述方法、疲勞損傷基本模型以及疲勞斷口形貌分析。
　　2.材料的可靠性和穩(wěn)定性是結構安全性評估的基礎。針對航空發(fā)動機渦輪盤用GH4133B合金,分別進行拉伸、沖擊、布氏硬度實驗,獲得622組基本力學性能實驗數(shù)據(jù),并對實驗數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計分析。對GH4133B合金的拉強度σb、屈服強度σ0.2、延伸率δ5

4、、斷面收縮率ψ、布氏硬度HB以及沖擊韌性αk進行正態(tài)分布分析,并采用D檢驗法進行檢驗,然后應用平均數(shù)全距控制圖方法,檢測不同測試時間段GH4133B合金力學性能參數(shù)的穩(wěn)定性。分別利用雙參數(shù)Weibull統(tǒng)計分析法和三參數(shù)Weibull統(tǒng)計分析法,考察GH4133B合金力學性能的整體穩(wěn)定性和可靠性。統(tǒng)計分析結果表明,GH4133B合金力學性能參數(shù)基本符合正態(tài)分布,且具有周期穩(wěn)定特性。對于GH4133B合金的可靠性評估,宜采用三參數(shù)Weib

5、ull分布。GH4133B合金的整體穩(wěn)定性和可靠性均符合使役要求。
　　3.疲勞是導致工程結構或構件斷裂的主要原因。針對航空發(fā)動機渦輪盤用GH4133B合金,進行疲勞以及疲勞損傷演變的測定實驗,開展疲勞損傷和疲勞斷裂機理的研究。測量GH4133B合金的疲勞極限,并考察電阻變化與疲勞周次之間的關系。對實驗數(shù)據(jù)進行回歸與概率統(tǒng)計分析,獲取理論疲勞極限與P-S-N關系表達式,推導電阻變化率表征的損傷演化方程。結果表明,GH4133B合金

6、的理論疲勞極限與實測疲勞極限吻合較好,修正Chaboche損傷模型能較精確地預測GH4133B合金的疲勞損傷。應用掃描電子顯微鏡對疲勞斷口進行微觀分析。由斷口形貌分析可知,GH4133B合金疲勞源區(qū)呈混合斷裂模式,斷面上出現(xiàn)二次裂紋。擴展區(qū)呈現(xiàn)出典型的疲勞條帶,且在較低應力幅值下可觀察到脆性疲勞條帶。瞬斷區(qū)呈準脆性斷裂模式,且韌窩的尺寸和數(shù)量隨應力幅值的增加而減小。
　　4.材料的疲勞壽命由裂紋形成壽命和擴展壽命兩部分組成。針對航

7、空發(fā)動機渦輪盤用GH4133B合金,進行室溫下不同應力比的疲勞裂紋擴展實驗,測試疲勞裂紋擴展門檻值。Paris公式回歸分析結果表明,裂紋擴展速率隨應力強度因子和應力比的增大而增大,含門檻值的修正Paris公式能精確描述疲勞裂紋擴展行為,含應力比的一般表達式對于描述低應力強度因子范圍內疲勞裂紋擴展規(guī)律具有較好的精度。利用光學顯微鏡在線觀測裂紋擴展路徑,并利用掃描電鏡考察試樣斷口微觀形貌。結果發(fā)現(xiàn),隨應力強度因子增大,裂紋擴展路徑由直線變?yōu)?/p>