热处理对GH4169合金组织及低周疲劳寿命的影响

采用三种热处理工艺对GH4169合金进行处理,研究了处理后合金相应的显微组织以及在应变幅1.0%,0.8%和0.5%下的常温低周疲劳性能。结果表明:采用三种工艺热处理后,GH4169合金的组织中均析出了δ相,热处理前后的晶粒尺寸相差较小;在固溶和双时效处理之间增加了900℃固溶处理后,δ相在合金中的析出量增加,且保温时间长的δ相含量更多;GH4169合金的疲劳寿命几乎不受δ相析出量的影响,其疲劳断口在相同应变幅下都呈现出相似的形貌,裂纹源数量均随着应变幅的增加而增多。

蠕变-疲劳交互作用下GH4169合金的损伤机理

利用扫描电子显微镜对不同蠕变-疲劳试验条件(应变比分别为-1,0,-∞总应变范围分别为1.2%,1.6%,2.0%;拉应变保持时间分别为60,120,300,1800,5400 s)下GH4169合金试样断口及其纵切薄片上的裂纹、孔洞等损伤特征进行分析,研究了微观损伤特征与试验条件之间的联系;利用电子背散射衍射技术定性描述了孔洞和裂纹的萌生位置与发展过程,定位了蠕变损伤,分析了蠕变-疲劳交互作用下合金的损伤机理。结果表明:总应变范围、拉应变保持时间与试样寿命成反比,与裂纹源数量以及纵切薄片上裂纹、孔洞的数量与尺寸均成正比关系;而应变比对试样寿命无明显影响;试样的蠕变损伤累积随拉应变保持时长的延长呈增长趋势。

基于应变能密度耗散准则的蠕变疲劳寿命预测模型及应用

以航空发动机涡轮盘为代表的关键热端部件在服役过程中伴随着严重的蠕变-疲劳载荷交互作用,这一直是高温结构寿命设计中的难题。然而我国对航空发动机高温热端部件蠕变-疲劳性能预测的研究起步较晚,尚未构建相对完整的材料、理论和方法体系,对结构强度与可靠性的预先研究没有更为清晰的认识。

基于应变能密度耗散准则的蠕变疲劳寿命预测模型及应用

以航空发动机涡轮盘为代表的关键热端部件在服役过程中伴随着严重的蠕变-疲劳载荷交互作用,这一直是高温结构寿命设计中的难题。然而我国对航空发动机高温热端部件蠕变-疲劳性能预测的研究起步较晚,尚未构建相对完整的材料、理论和方法体系,对结构强度与可靠性的预先研究没有更为清晰的认识。围绕这一问题,本文通过大量试验探究了国产镍基高温合金GH4169在650℃下的蠕变-疲劳宏观力学行为、从微观尺度揭示了载荷相关的蠕变-疲劳损伤机理。