DZ125定向凝固高温合金的超声疲劳行为研究

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保持时间对定向合金DZ125热／机械疲劳断裂行为的影响

缩短的主要原因。
关键词：／械疲劳；变；化；伤热机蠕氧损
中圈分类号：Ｇ１３２５Ｔｌ．５文献标识码：Ａ文章编号：０１４８（０６０ —０９０１０ — ３１２０）６０４ — ５
张国栋，刘绍伦，何玉怀，周柏卓。（１北京航空材料研究院，北京１０９；２沈阳航空发动机研究所，沈阳１０１）００５１０５
ＺＨＡＮＧｕ — ｏｇ，ＬＩＳａ —ｕＨＥＹｕｈａ，ＧｏｄｎＵｈｏｌｎ，－ｕｉ
摘要：Ｄ１５定向凝固铸造镍基高温合金进行了应变比为一１０的同相位三角波和同相位梯形波，５ ℃￣１０ ℃ 对Ｚ２．５０＝００￣热／械疲劳实验研究。实验结果表明：相同应变幅下，机在同相位三角波载荷情况下的热／械疲劳寿命比同相位梯形机波载荷情况下的热／械疲劳寿命长。研究了在两种载荷情况下材料的热／械疲劳循环应力响应行为。试样断口的机机微观分析表明：热／械疲劳过程中，在机同时存在疲劳、变和氧化损伤；同相位三角波载荷下，晶＋沿晶断裂为疲蠕在穿劳断裂的主要特征；同相位梯形波载荷下，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在裂

DZ125定向凝固合金疲劳-蠕变性能与寿命预测研究

１引言
上世纪５０年代之前，人们在评估高温结构
的耐久性问题时，只考虑高周疲劳载荷，甚至还没有预测其疲劳寿命的意识，而只关心高周疲劳是否发生，耐久性寿命则通过蠕变断裂分析获得 ¨ ，近年来，人们对材料及工艺的安全性评估越来越重视。１５９４年，Ｍａｓｎ和Ｃｆｎｎｏｏｉｆ
（京航空材料研究院，北京１０９）北００５
［摘要】对ＤＩ５Ｚ２合金分别进行了９０Ｃ８￣的无保载（Ｐ）Ｐ型、压缩保载（Ｃ型）拉伸保载（Ｐ型）和拉伸一Ｐ、Ｃ压缩都保
载（Ｃ型）应变控制的疲劳一Ｃ蠕变试验研究。试验结果表明：在９０ｃ下，Ｐ８￣Ｐ型载荷形式下该材料的循环应力响应行为不明显。ＣＰ型、Ｐｃ型和ＣＣ型载荷形式下该材料表现出明显的循环软化现象，循环应力响应行为与应变水平有明显的相
ｍ￣（ａ）ｄｄｄｅＳＰｉ．
Ｋｅｒｓ：ｌｗｃｃｅｆｔｅ；ｃｅｙｗｏｄｏｙｌａｉｕｇｅｒｐ；ｌｅ；ｃｃｉｔｓ；ｓｒｉｉｆｙｌｓｒｓｔｎｃｅａ．
寿命之间的指数定律。１６９２年，ＴｉＬ首次提ａａ４ｒ
维普资讯
０８年第２０第１３卷２月期
失效分析与预防 Βιβλιοθήκη Ｆｂｕｒ。０８ｅｒａｙ２０
Ｖｏ．Ｎｏ１３，．１
Ｄ１５定向凝固合金疲劳一变性能Ｚ２蠕与寿命预测研究

定向合金DZ125热_机械疲劳寿命预测模型评估_张国栋

收稿日期:2003-04-17;修订日期:2003-07-08基金项目:“九五”航空发动机结构强度国防预研项目(28.4)作者简介:张国栋(1977-),男,陕西富平人,北京航空材料研究院助理工程师,硕士,主要从事高温疲劳与断裂研究.第19卷　第1期2004年2月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.19No.1Feb.　2004文章编号:1000-8055(2004)01-0017-06定向合金DZ 125热/机械疲劳寿命预测模型评估张国栋1,刘绍伦1,何玉怀1,周柏卓2(1.北京航空材料研究院,北京100095;2.沈阳航空发动机设计研究所,辽宁沈阳110015)摘要:分别用微裂纹扩展模型、M anso n-Co ffin 方程和拉伸迟滞能模型对DZ125定向凝固铸造镍基高温合金的热/机械疲劳寿命进行预测。

预测结果发现:三种模型都能较好对D Z125合金的热/机械疲劳寿命进行预测(分散带为2倍左右)。

通过分散带和标准差的定量比较发现:对于同相位、-135°相位和同相位带保持时间的热/机械疲劳,拉伸迟滞能寿命预测模型的预测结果比微裂纹扩展模型和M anson-Coffin 方程的预测结果好;而对于反相位热/机械疲劳,微裂纹扩展模型的预测结果比拉伸迟滞能寿命预测模型和M anso n-Coffin 方程的预测结果好。

关　键　词:航空、航天推进系统;热/机械;疲劳;寿命预测;同相位;反相位中图分类号:O346.2;V 231.95 文献标识码:ALife Predication of Thermomechanical Fatiguein DS S uperalloy DZ 125ZHANG Guo -dong 1,LIU Shao -lun 1,HE Yu -huai 1,ZHOU Bo -zhuo2(1.Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China;2.Shenyang Aeroeng ine Research Institute,Shenyang 110015,China)Abstract :Manson -Coffin equation ,Ostergren m ethod and microcrack propag ation model w ere chosen to predict TMF life in DS Superalloy DZ 125.T he results of T MF life prediction show ed that all of methods chosen were able to g ive a reasonable life prediction result for DS su-peralloy DZ125.For in-phase TM F,in-phase w ith hold tim e TM F and -135°phase ang le TMF,Ostergren model gav e a better life prediction result than Manson -Coffin equation and microcrackpropagation m odel did.But for out-of-phase T MF,microcrack propag ation model gave better re-sults than Ostergren m odel and M anson-Coffin equation did.Key words :aerospace propulsion system ;thermomechanical;fatig ue;life prediction;in -phase ;out -of -phase 航空、动力和冶金等工业中的许多工程零部件,在其服役期间由于环境温度的不断变化,导致这些零件不仅承受着循环载荷所产生的机械应力,而且还承受着由于温度变化或温度梯度而引起的热循环应力。

DZ125定向凝固合金的再结晶行为研究

2009年8月第4卷第3期失效分析与预防A ugust ,2009V o.l 4,N o .3[收稿日期]2009年2月20日[修订日期]2009年6月3日[作者简介]刘昌奎(1976年-),男,博士研究生,工程师,主要从事材料与结构的损伤、失效分析等方面的研究。

DZ125定向凝固合金的再结晶行为研究刘昌奎,张兵,陶春虎,胡春燕(北京航空材料研究院,中国航空工业集团公司失效分析中心,北京100095)[摘要]研究了DZ125定向凝固合金发生再结晶的温度条件以及吹砂条件对其再结晶行为的影响。

结果表明:铸态和热处理态DZ125定向凝固合金开始发生再结晶的温度基本相同,均在1000~1050e 范围内;该合金的再结晶深度随热处理温度的升高而增大,当热处理温度低于1150e 时,增大的幅度较小,当温度超过1150e 后,再结晶深度迅速增大,C c 相的溶解是DZ125合金再结晶的控制因素;随着吹砂压力或吹砂时间的增加,DZ125合金表面变形量增大,再结晶深度也随之增大。

[关键词]定向凝固;DZ125合金;再结晶;热处理;吹砂[中图分类号]O783 [文献标志码]A [文章编号]1673-6214(2009)03-0129-04R ecrystallizati on Behavior of D irecti onall y Soli d ified DZ125Superall oyL I U Chang -ku,i Z HANG B ing ,TAO Chun -hu ,HU Chun -yan(B eij i ng Institute of A eronau ticalM ater i als ,AV IC Fail ure A nal y sis Cen ter,B eijing 100095,Chi na)Abstrac t :The recry sta llizati on temperature o f directi onall y so lified D Z125superall oy w as i nvesti ga ted ,and t he e ffects o f sand -b l asti ng para m e ters on the recrysta llizati on behav i o r o fD Z125superall oy we re a l so stud i ed .The results show t hat the critical te m-perature for recrysta lli zati on of DZ125supe ra lloy is be t w een 1000eand 1050e .It is a l so f ound t hat the recrystalliza ti on depthincreases w ith the rise o f the hea t treat m ent te m pe ra t ure .Be l ow 1150e ,t he recrysta lli zati on depth increases slow ly w it h thete m pera t ure r i s i ng ,wh ile above 1150e ,the recrystalliza ti on dep t h i ncreases qu ick l y w ith the te mperature cli m b i ng .The so l u -ti on of C c prec i p itates i s the cr iti ca l factor of t he recrysta llizati on behav i o r o f DZ125supera lloy .W ith t he i ncrease o f the deforma -ti on degree caused by i ncreasi ng sandb lasti ng pressure o r sandb l asti ng ti m e ,the recrystalliza tion depth i ncreases .K ey word s :d i recti ona ll y so lidifi ed ;D Z125supera lloy ;recrystalliza tion ;heat treat m ent ;sandblasti ng0 引言定向凝固合金具有很多优点,如在受力方向消除了与应力轴垂直的晶界,具有很高的热疲劳强度、持久蠕变强度、塑性以及良好的振动阻尼效果,是航空发动机涡轮叶片的主要用材[1]。

不同保载时间作用下的定向凝固合金DZ125的高温低循环疲劳试验研究

第30卷第5期2010年10月航空材料学报J OURNAL OF A ERONAUT ICAL MAT ER I A LSV o l 130,N o 15 O ctobe r 2010不同保载时间作用下的定向凝固合金DZ125的高温低循环疲劳试验研究刘金龙, 杨晓光, 石多奇, 王井科(北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191)摘要:研究了定向凝固合金D Z125850e 时不同保载时间作用下的低循环疲劳行为。

进行了拉伸保载时间分别为1s ,60s ,120s 和240s 的试验,并进行了循环应力-应变分析、应变响应分析、疲劳寿命分析以及微观断口分析,结果表明,保载时间对低循环疲劳力学行为有明显影响,随着保载时间的增加疲劳寿命逐渐减小,但保载时间超过一定范围之后疲劳寿命趋于稳定,而且随保载时间的增加蠕变损伤逐渐起主导作用。

关键词:DZ125;保载时间;疲劳;蠕变DO I :1013969/j 1i ssn 11005-505312010151018中图分类号:TG132.3 文献标识码:A 文章编号:1005-5053(2010)05-0088-05收稿日期:2010-03-01;修订日期:2010-04-27作者简介:刘金龙(1982)),男,博士研究生,从事航空发动机热端部件材料强度研究,(E -ma il )lj@l sjp .buaa .edu .cn 。

DZ125合金是我国目前性能水平最高的定向凝固镍基高温合金之一[1],具有良好的高温综合性能及优异的热疲劳性能,是目前制造先进航空发动机涡轮叶片的关键材料。

从已有的文献来看[1~4],目前对定向凝固镍基高温合金的力学行为,如单向拉压疲劳和蠕变等[5~8],进行了一些研究,但对于航空发动机涡轮叶片,疲劳-蠕变的交互作用更能揭示涡轮叶片的破坏机理[9,10],因而研究合金在疲劳-蠕变载荷交互作用下的力学行为与微观破坏机理显得十分必要。

Effects+of+Specimen+Dimension+on+Thermomechanical+Fatigue+Life+in+DS+Superalloy+DZ125

试样尺寸对定向合金DZ125热机械疲劳寿命的影响Effects of Specimen Dimension on T hermomechanicalFatigue Life in DS Superalloy DZ125张国栋,于慧臣,何玉怀,苏彬(北京航空材料研究院,北京100095)ZH ANG Guo-dong,YU H u-i chen,H E Yu-huai,SU Bin(Beijing Institute of Aeronautical M ater ials,Beijing100095,China)摘要:对DZ125定向凝固铸造镍基高温合金进行了三种相位和两种试样尺寸的热机械疲劳实验研究。

实验结果表明:在热机械载荷下,试样表面和内部温度梯度以及蠕变和氧化损伤的存在,导致试样工作段直径影响热机械疲劳寿命。

当应变水平较高(疲劳寿命较短)时工作段直径为<8mm试样的疲劳寿命和工作段直径为<6mm试样的疲劳寿命无明显差别。

当应变水平较低(疲劳寿命较长)时工作段直径为<8mm试样的疲劳寿命比工作段直径为<6mm试样的疲劳寿命长。

关键词:热机械疲劳;尺寸;蠕变;氧化;损伤;寿命中图分类号:3G14611+5文献标识码:A文章编号:1001-4381(2007)05-0028-03Abstract:T herm omechanical fatigue(T MF)life of thr ee temperature-strain phase angles and tw o specimen dimensions w as studied in directional solidificatio n(DS)superalloy DZ125.T he r esults show ed that fatigue,creep and ox idation damag e alw ays developed dur ing TM F,temperature g radient occur red o n surface and inside o f specim en.Specimen dimension affected TM F life in DS superalloy DZ125.At high strain levels w ith shorter fatigue life,there w ere no evidence difference betw een T MF life o f8mm diameter specim en and fatigue life of6m m diam eter specimen.At low str ain levels w ith longer fatigue life,T MF life of8m m diameter specim en is lo ng er than that of6mm diam eter specimen. Key words:thermo mechanical fatigue;dim ensio n;creep;ox idation;damage;life航空发动机以及燃气轮机的涡轮盘和涡轮叶片,在其服役期间由于环境温度的不断变化,导致这些零件不仅承受着循环载荷所产生的机械应力,而且还承受着由于温度变化或温度梯度而引起的热循环应力。

DZ125定向凝固高温合金在不同状态下的超高周疲劳行为研究

ＤＺ１２５定向凝固高温合金在不同状态下的超高周疲劳行为研究＊顾玉丽，陶春虎，佘　力，何玉怀，曲士昱（中航工业北京航空材料研究院航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京１０００９５）摘要研究了常规热处理和长期时效状态的ＤＺ１２５定向凝固高温合金在室温和７００℃下的超高周疲劳特征及其差异。

利用超声疲劳试验机测试了合金的超高周疲劳性能，采用扫描电镜研究了合金的疲劳断口特征，借助电子探针和纳米压痕测量仪分别测试了合金枝晶间和枝晶干的成分和弹性模量。

结果表明：两种热处理制度下ＤＺ１２５合金的枝晶间和枝晶干的弹性模量以及合金元素分配和偏析比差异不大；ＤＺ１２５合金在７００℃下的超高周疲劳性能低于室温，合金在室温下存在明显的频率效应，但在７００℃下不存在频率效应；室温和７００℃下，合金经过长期时效后的疲劳性能均有所降低，特别在７００℃下合金性能降低得更多。

室温下，ＤＺ１２５合金的两种热处理制度的超高周疲劳裂纹均起源于试样的表面；７００℃下，两种热处理制度的超高周疲劳裂纹均起源于试样的亚表面。

关键词定向凝固高温合金　超高周疲劳　疲劳特征　元素分布　弹性模量中图分类号：Ｖ２５０．３文献标识码：ＡＤＯＩ：１０．１１８９６／ｊ．ｉｓｓｎ．１００５－０２３Ｘ．２０１５．１０．０２６Ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　Ｃｙｃｌｅ　Ｆａｔｉｇｕｅ　Ｂｅｈａｖｉｏｒｓ　ｏｆ　Ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ　Ｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ　Ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ＤＺ１２５Ｕｎｄｅｒ　Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ＣｏｎｄｉｔｉｏｎｓＧＵ　Ｙｕｌｉ，ＴＡＯ　Ｃｈｕｎｈｕ，ＳＨＥ　Ｌｉ，ＨＥ　Ｙｕｈｕａｉ，ＱＵ　Ｓｈｉｙｕ（Ｂｅｉｊｉｎｇ　Ｋｅｙ　Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ　Ｔｅｓｔｉｎｇ　ａｎｄ　Ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ，ＡＶＩＣ　Ｂｅｉｊｉｎｇ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ　１０００９５）ＡｂｓｔｒａｃｔＴｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ａｎｄ　７００℃，ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ，ｏｆ　ｔｈｅ　ｄｉ－ｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ　ｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ　ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ＤＺ１２５ｗｉｔｈ　ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ　ａｎｄ　ｌｏｎｇ－ｔｅｒｍ　ａｇｉｎｇ　ｈｅａｔ　ｔｒｅａｔｍｅｎｔ　ｗｅｒｅ　ｓｔｕｄｉｅｄ．Ｔｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ＤＺ１２５ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ｗｅｒｅ　ｍｅａｓｕｒｅｄ　ｕｓｉｎｇ　ｕｌｔｒａｓｏｎｉｃ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｔｅｓｔ　ｍａｃｈｉｎｅ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｆａ－ｔｉｇｕｅ　ｆｒａｃｔｕｒｅ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ｗｅｒｅ　ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ　ｕｓｉｎｇ　ｓｃａｎ　ｅｌｅｃｔｒｏｎ　ｍｉｃｒｏｓｃｏｐｙ（ＳＥＭ）．Ｔｈｅ　ｅｌｅｍｅｎｔｓ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｎｄｅｌａｓｔｉｃ　ｍｏｄｕｌｕｓ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ａｒｍ　ａｎｄ　ｉｎｔｅｒｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ｒｅｇｉｏｎ　ｗｅｒｅ　ｔｅｓｔｅｄ　ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ　ｕｓｉｎｇ　ｅｌｅｃｔｒｏｎ　ｐｒｏｂｅ　ｍｉｃｒｏ－ａｎａｌｙ－ｓｉｓ（ＥＰＭＡ）ａｎｄ　ｎａｎｏ－ｉｎｄｅｎｔａｔｉｏｎ　ｔｅｓｔｅｒ．Ｔｈｅ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｓｈｏｗｅｄ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｅｌｅｍｅｎｔ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｅｌａｓ－ｔｉｃ　ｍｏｄｕｌｕｓ　ｏｆ　ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ　ｔｒｅａｔｅｄ　ａｎｄ　ｌｏｎｇ－ｔｅｒｍ　ａｇｅｄ　ＤＺ１２５ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｓ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ａｒｍ　ａｎｄ　ｉｎｔｅｒｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ｒｅｇｉｏｎｗｅｒｅ　ｓｌｉｇｈｔ．Ｔｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ａｌｌｏｙｓ　ｗｅｒｅ　ｌｏｗｅｒ　ａｔ　７００℃ｔｈａｎ　ｔｈｏｓｅ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ．Ｔｈｅ　ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ　ｅｆｆｅｃｔ　ｉｓ　ｍｏｒｅ　ｏｂｖｉｏｕｓ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｔｈａｎ　ｔｈａｔ　ａｔ　７００℃．Ｔｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｐｒｏｐｅｒｔｙ　ｏｆＤＺ１２５ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ｄｅｃｒｅａｓｅｄ　ａｆｔｅｒ　ｌｏｎｇ－ｔｅｒｍ　ａｇｉｎｇ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｅｖｅｒ　ｍｏｒｅ　ａｔ　７００℃．Ｔｈｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｃｒａｃｋｓ　ｏｆ　ｔｈｅａｌｌｏｙｓ　ｗｉｔｈ　ｔｗｏ　ｈｅａｔ　ｔｒｅａｔｍｅｎｔｓ　ｂｏｔｈ　ｏｒｉｇｉｎａｔｅｄ　ｆｒｏｍ　ｔｈｅ　ｓｕｒｆａｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ，ｗｈｉｌｅ　ｆｒｏｍｔｈｅ　ｓｕｂｓｕｒｆａｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ　ａｔ　７００℃．Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ　ｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ　ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ，ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ，ｆａｔｉｇｕｅ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ，ｅｌｅｍｅｎｔｓ　ｄｉｓｔｒｉ－ｂｕｔｉｏｎ，ｅｌａｓｔｉｃ　ｍｏｄｕｌｕｓ　＊国家自然科学基金（１１３０２２１２）　顾玉丽：女，１９７９年生，高级工程师，博士，主要从事材料的结构损伤分析研究　Ｔｅｌ：０１０－６２４９６６６７　Ｅ－ｍａｉｌ：ｂｌｕｅｂｅｅ４６４６＠１６３．ｃｏｍ０　引言以前，研究人员主要针对ＤＺ１２５合金开展了室温下的超高周疲劳行为研究，研究了不同热处理制度对其室温性能的影响，以及将合金的超高周疲劳性能与常规高周疲劳性能相比得到了频率效应［１－３］。

试样尺寸对定向合金DZ125热机械疲劳寿命的影响

在热机械载荷下，样表面和内部温度梯度以及蠕变和氧化损伤的存在，致试样工作段直径影响热机械疲劳寿命。当试导
应变水平较高（劳寿命较短）工作段直径为巾ｍｍ试样的疲劳寿命和工作段直径为巾ｍｍ试样的疲劳寿命无明显差疲时８６别。当应变水平较低（劳寿命较长）工作段直径为￣ｍｒ疲时８ｎ试样的疲劳寿命比工作段直径为巾ｍｍ试样的疲劳６寿命长。关键词：热机械疲劳；寸；变；化；伤；命尺蠕氧损寿中图分类号：Ｇ１６１Ｔ４．５文献标识码：Ａ文章编号：１０ —３１２０）５０２— ３０１４８（０７０—０８０
ｓｗｅｈｔｆｔｇｕｈｏｄｔａａｉｅ，ｃｅｐａｘｉａｉａａｌｙｓｄｖｌｐｅｒｎｇＴＭＦ，ｅｐｅａｕｒａｉｎｒｅｎｄｏｄｔｏｎｄｍｇｅａｗａｅｅｏｄｄｕｉｔｍｒｔｅｇｒｄｅｔｏｃｒｄｏｕｆｃｎｎｉｅｏｐｃｍｅｃｕｒｅｎｓｒａｅａｄｉｓｄｆｓｅｉｎ．ＳｐｅｉｅｉｅｉｆｅｔｄＴＭＦｉｅｉＳｓｐｅａｌｃｍｎｄｍｎｓｏｎａｆｃｅｌｆｎＤｕｒｌｏｙＤＺ１．Ａｔｈｉｔａｎｌｖｌｉｈｓｏｒｅａｉｅｌｆ２５ｇｈｓｒｉｅｅｓｗｔｈｔｒｆｔｇｕｉｅ，ｔｒｅｅｎｏｅｉｎｃｉｆｒｎｅｂｅｗｅｎＴＭＦｈｅｅｗｒｖｄｅｅｄｆｅｅｃｔｅｌｆｆ８ｍｉｍｅｅｐｅｉｅｎａｉｅｌｆｍｍｉｍｅｅｐｃｍｅｉｅｏｍｄａｔｒｓｃｍｎａｄｆｔｇｕｉｅｏｆ６ｄａｔｒｓｅｉｎ．ＡｔｌＯＷｔａｎｌｖｌｉｈｓｒｉｅｅｓｗｔｌｇｅａｉｉｅ，ｏｎｒｆｔｇｕｅｌｆＴＭＦｉｅｏｍｍａｅｅｐｃｍｅｓｌｇｅｈｎｔａｆ６ｍａｅｅｐｃｍｅ．ｌｆｆ８ｄｉｍｔｒｓｅｉｎｉｏｎｒｔａｈｔｏｍｄｉｍｔｒｓｅｉｎ

改进的θ映射模型模拟DZ125材料的蠕变行为

———————————————收稿日期：2017－02－06改进的θ映射模型模拟DZ125材料的蠕变行为曾照辉，全昌彪，刘扬，艾书民（中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲 412002）摘要：针对某型燃气轮机定向凝固材料涡轮转子叶片蠕变计算分析的需要，提出了改进的θ映射模型用于模拟定向凝固镍基高温合金DZ125材料的纵向蠕变行为，采用Levenberg-Marquardt 优化算法，提取了相应的蠕变材料参数，并将自行编制的Umat 子程序嵌入Abaqus 有限元软件，对DZ125材料的蠕变行为进行模拟，计算结果与实验数据较好地吻合，验证了改进的θ映射模型的正确性。

关键词：涡轮叶片；镍基高温合金；蠕变；有限元中图分类号：TG111.8文献标志码：Adoi ：10.3969/j.issn.1006-0316.2017.06.005文章编号：1006－0316 (2017) 06－0026－05The Improved θ Mapping Model Used to Simulatethe Creep Behavior of DZ125ZENG Zhaohui ，QUAN Changbiao ，LIU Yang ，AI Shumin( Hunan Aviation Powerplant Research Institute, Aero Engine Corporation of China,Zhuzhou 412002, China )Abstract ：The improved θ mapping model is put forward to simulate the creep behavior of the directional solidification Ni-based superalloy DZ125 as for the creep problem of a gas turbine rotor blade. The corresponding material constants are extracted by using the Levenberg-Marquardt optimization algorithm. And the FE program Abaqus has been used and the model is written using a User Material subroutine(Umat). The creep behavior of DZ125 is simulated, and calculation results fitting well with experiment dataverifies the correction of the improved θ mapping model.Key words ：turbine blade ；Ni-based superalloy ；creep ；FE program航空发动机热端部件，尤其是高压涡轮转子叶片等部件的蠕变/持久损伤是限制结构疲劳寿命的主要原因，高温离心力作用下的蠕变变形和蠕变断裂是其设计极限条件，在发动机设计中，提供足够的蠕变/持久断裂寿命是热端部件重要设计准则之一[1]。

DZ125_合金表面Cr-Al-Y_涂层抗高温氧化性能及摩擦性能

表面技术第52卷第9期DZ125合金表面Cr-Al-Y涂层抗高温氧化性能及摩擦性能田兴达a，李涌泉b*，王存喜a，梁国栋a（北方民族大学 a.材料科学与工程学院 b.机电工程学院，银川 750021）摘要：目的提高DZ125合金的抗高温氧化性能和耐磨性。

方法采用包埋渗技术在DZ125合金表面制备Cr-Al-Y涂层，分析Cr-Al-Y涂层经高温氧化后的组织结构和相组成，对比研究涂层与基体的摩擦行为。

结果Cr-Al-Y涂层具有多层组织结构，经高温氧化100 h后，涂层的平均质量损失量仅为0.85 mg/cm2。

由于在高温氧化过程中Cr-Al-Y涂层形成了连续致密的Al2O3和Cr2O3氧化膜，随着氧化温度的升高，涂层表面的氧化速率增大，导致氧化产物剥落，并出现表面缺陷。

Cr-Al-Y涂层的摩擦因数明显低于DZ125基体的摩擦因数，DZ125合金的摩擦因数约为0.45，Cr-Al-Y涂层的摩擦因数约为0.2。

在摩擦过程中，DZ125合金发生了犁削磨损和磨粒磨损，涂层表面发生了磨粒磨损。

结论该涂层具有优异的抗高温氧化性能，连续致密的Al2O3氧化膜和Cr2O3氧化膜能够有效阻挡氧化性气氛与基体直接接触，从而降低氧化速率。

Cr-Al-Y 涂层的摩擦因数明显低于DZ125基体的摩擦因数，在磨损过程中涂层表面的氧化膜能有效阻挡GGr15球与基体发生直接接触式对磨，并且形成的Al2O3和Cr2O3起到了润滑相的作用，从而减小了摩擦因数，降低了磨损率，提高了合金的耐磨性。

关键词：DZ125合金；Cr-Al-Y涂层；高温氧化；氧化膜；耐磨性；磨损率中图分类号：TG174 文献标识码：A 文章编号：1001-3660(2023)09-0170-08DOI：10.16490/ki.issn.1001-3660.2023.09.013High Temperature Oxidation Resistance and Friction Propertiesof Cr-Al-Y Coating on DZ125 AlloyTIAN Xing-da a, LI Yong-quan b*, WANG Cun-xi a, LIANG Guo-dong a(a. School of Material Science &Engineering, b. College of Mechatronic Engineering,North Minzu University, Yinchuan 750021, China)ABSTRACT: In order to improve the high temperature oxidation resistance and wear resistance of DZ125 alloy, Cr-Al-Y coating was prepared on the surface of DZ125 alloy by pack cementation technology. The microstructure and phase composition of Cr-Al-Y coating after high temperature oxidation were analyzed and the friction behavior between the coating and the substrate was compared. The results showed that the prepared Cr-Al-Y coating had a multi-layer structure. The Cr-Al-Y coating of DZ125 prepared by embedding infiltration at 1 050 ℃for 2 h had a multilayer structure. The outer layer was composed of收稿日期：2022-09-02；修订日期：2022-11-12Received：2022-09-02；Revised：2022-11-12基金项目：国家自然科学基金（51961003，52161009）；宁夏自然科学基金（2020AAC02025）Fund：National Natural Science Foundation of China (51961003, 52161009); Natural Science Foundation of Ningxia (2020AAC02025)引文格式：田兴达, 李涌泉, 王存喜, 等. DZ125合金表面Cr-Al-Y涂层抗高温氧化性能及摩擦性能[J]. 表面技术, 2023, 52(9): 170-177. TIAN Xing-daa, LI Yong-quanb, WANG Cun-xi, et al. High Temperature Oxidation Resistance and Friction Properties of Cr-Al-Y Coating on第52卷第9期田兴达，等：DZ125合金表面Cr-Al-Y涂层抗高温氧化性能及摩擦性能·171·Ni3Cr2 and Al2O3, the middle layer was composed of Ni3Cr2 and a small amount of Ni3Al, and the inner layer was composed of Ni3Al and the average weight loss of the coating was only 0.85 mg/cm2 after 100 hours of high temperature oxidation. During the high temperature oxidation process, the Cr-Al-Y coating formed continuous and dense Al2O3 and Cr2O3 oxide films. The Al element in the coating was accelerating outward diffusion, forming a new oxide film, and then repairing the oxide film. This process intensified the oxidation rate of the coating surface. With the increase of oxidation temperature, the oxidation rate of the coating surface intensified, resulting in the peeling of oxidation products and surface defects. The friction coefficient of Cr-Al-Y coating was obviously lower than that of DZ125 substrate. The friction coefficient of DZ125 alloy was about 0.45. The friction coefficient of Cr-Al-Y coating was about 0.2. The friction coefficient increased gradually with the wear time. After 15 minutes of wear, the friction coefficient of the coating tended to be stable, and the friction coefficient was about 0.25. Ploughing wear and abrasive wear occurred on DZ125 alloy during the friction process, while abrasive wear occurred on the coating surface.The high temperature oxidation kinetic curve of Cr-Al-Y coating showed a law of weight increase firstly and weight loss later.Cr-Al-Y coating showed a stable oxidation rate. The coating had excellent high temperature oxidation resistance. The continuous and dense Al2O3 oxide film and Cr2O3 oxide film could effectively block the direct contact between the oxidizing atmosphere and the substrate, thus reducing the oxidation rate. The friction coefficient of Cr-Al-Y coating was significantly lower than that of DZ125 substrate, mainly because the oxide film on the coating surface could effectively prevent the direct contact abrasion between GGr15 ball and substrate during the wear process, and the Al2O3 and Cr2O3 formed also acted as lubricating phases, thus reducing the friction coefficient and the wear rate and improving the wear resistance of the alloy. The overall oxidation degree of the coating surface was relatively low, while the iron content was high. The main reason was that during the sliding process, the oxide film could effectively prevent the direct contact between the GGr15 ball and the alloy substrate, and the friction pair only contacted the surface. At the same time, the small protrusions on the surface reduced the contact area of the two friction pairs and the friction coefficient. The wear marks on the surface of DZ125 alloy were oxidized, and the black phase structure was oxidized seriously, thus reducing the wear rate during the friction process and improving the wear resistance of the coating.KEY WORDS: DZ125; Cr-Al-Y coating; high temperature oxidation; oxide film; wear resistance; wear rateDZ125作为一种定向凝固的镍基高温合金，凭借其良好的中、高温综合性能及优异的热疲劳性能，被广泛应用于航空航天领域的热端部件[1]。

一种定向凝固镍基高温合金的高温低周疲劳行为

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DZ125优异的热疲劳性能DZ125

DZ125优异的热疲劳性能DZ125DZ125概述DZ125合金是我国目前性能水平最高的定向凝固镍基铸造高温合金之一，具有良好的中，高温综合性能及优异的热疲劳性能。

合金中Ti的含量较低，含有1.5%铪，使合金具有良好的铸造性能，可铸成壁厚小至0.6mm的带有复杂内腔的无余量定向凝固叶片。

由于合金中含有铪、钽等贵重元素，致使合金成本较高。

适合于制作在1000℃以下工作的燃气涡轮转子叶片和1050℃以下工作的导向叶片以及其他高温零件。

DZ125技术标准Q/6S 1321—1997《DZ125合金锭》DZ125化学成分DZ125热处理制度1180℃，2h+1230℃，3h，空冷+1100℃，4h，空冷+870℃，20h，空冷。

DZ125品种规格与供应状态直径70-90mm的母合金锭。

铸态供应。

DZ125熔炼与铸造工艺真空感应炉熔炼母合金，真空定向凝固炉重熔浇注熔模精铸定向凝固铸件和试样。

DZ125应用概况与特殊要求已用该合金批量生产某发动机的高压涡轮叶片，并已进行台架试车和试飞考核。

与该合金相当的DS Rene'125合金在国外已经用于先进航空发动机。

DZ125工艺性能与要求（1）成形性能铸造性能良好，可铸成壁厚小至0.5mm并带有复杂内腔的定向凝固叶片和其他零件。

（2）焊接性能可真空钎焊。

（3）零件热处理工艺表面不加工的零件（例如叶片应在氩气保护或真空下进行热处理，其规范是：1180℃，2h+1230℃，3h，通氩气快冷+1180℃，4h，通氩气冷却+870℃，20h，通氩气冷却。

（4）表面处理工艺零件可进行渗铝或渗MCrAlY涂层处理。

（5）切削加工与磨削性能无特殊要求。

抽拉速度对高温合金DZ125定向凝固中缩松的影响

··镍基高温合金DZ125具有良好的高温力学性能[1]和工艺性能，在航空、航天等领域有广泛应用，多用于制造航空发动机涡轮叶片。

但该合金在凝固过程中容易出现各种缺陷，如偏析、热裂、黑斑、缩松等[2-7]。

其中，缩松作为一种重要的凝固缺陷容易在叶片内部产生应力集中，降低叶片的力学性能，成为影响发动机寿命的关键因素。

因此，如何通过改变合金凝固过程中的工艺参数（如凝固过程中的抽拉速度[8]、固/液前沿的温度梯度、合金的冷却速率等）以降低组织中的缩松水平就成为当前提高航空发动机涡轮叶片性能的主要任务之一。

J.Lecomte Beckers [7]，K.C.Antony 和Q.Z.Chen [14]等人研究了合金中的某些元素对缩松水平的影响规律，认为不同元素对缩松形成有不同的作用。

H.S.Whitesell [5]研究了凝固参数变化对定向凝固过程中缩松水平的影响规律，但主要研究的是不同加热温度亦即不同温度梯度与缩松水平之间的关系，而对于抽拉速度与缩松水平之间关系的研究还不够深入，有必要对其进行更进一步探索。

笔者利用定向凝固技术，研究了抽拉速度大小与镍基高温合金DZ125中缩松水平之间的关系，分析了枝晶组织在缩松形成和发展中的作用，为该合金在实际生产中的应用提供试验参考。

1试验方法试验采用宽调速定向凝固设备（图1）。

该设备上部利用电磁感应器加热石墨体，再通过高温石墨体的辐射来加热和熔化合金，下部利用多元低熔点的液态合金进行冷却，凝固前沿的温度梯度可由冷却液界面至隔热板底部的距离h 调节。

试验中为减少电磁场对定向凝固过程的影响，采用厚度为10mm 的高纯石墨体，以产生足够的屏蔽。

试验选用内径为12mm ，长为120mm 的Al 2O 3陶瓷管坩埚和直径为11.8mm ，长为110mm 的DZ125母料，在保持加热温度、真空度等主要工艺参数不变的情况下，新材料·新工艺冯广召，沈军，邹敏佳，刘林（西北工业大学凝固技术国家重点实验室，陕西西安710072）摘要：研究了不同抽拉速度下镍基高温合金DZ125定向凝固试样中显微缩松的分布、变化规律。

DZ125高温合金超高周疲劳裂纹萌生与扩展

DZ125高温合金超高周疲劳裂纹萌生与扩展顾玉丽;陶春虎;佘力;何玉怀;许罗鹏【摘要】裂纹的萌生与扩展是研究合金材料超高周疲劳行为的重要方面。

本研究分析与探讨了温度和表面状态对DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生与扩展特征的影响。

不同温度下,DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式不同。

室温下,裂纹均沿表面起源,裂纹扩展以拉伸模式为主；700℃下,裂纹均沿亚表面起源,裂纹扩展以剪切模式为主。

室温下, DZ125合金经激光冲击处理前后的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式均存在差异。

经过激光冲击处理后,裂纹萌生于合金的内部孔洞缺陷,裂纹扩展完全以剪切模式进行。

%Crack initiation and propagation are important aspects of studying ultra-high cycle fatigue behavior ofDZ125 superalloy. The analysis and discussion were carried on the effect of the temperature and surface status on the ultra-high cycle fatigue crack initiation and propagation character of DZ125 superalloy. The ultra-high cycle fatigue crack initiation position and propagation pattern of DZ125 superalloy vary with temperatures. All fatigue cracks initiated from the surface and propagated mainly in the tensile pattern at room temperature. All fatigue cracks initiated from the subsurface and propagated mainly in the shear pattern at 700℃. The ultra-high cycle fatigue crack initiation position and propagation pattern were different for DZ125 superalloy before and after laser shock processing at room temperature. The fatigue crack initiated from the cavities within the DZ125 superalloy and propagated entirely in the shear pattern.【期刊名称】《失效分析与预防》【年(卷),期】2014(000)006【总页数】7页(P323-329)【关键词】镍基铸造高温合金;超高周疲劳;裂纹萌生;裂纹扩展【作者】顾玉丽;陶春虎;佘力;何玉怀;许罗鹏【作者单位】北京航空材料研究院，北京100095; 航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京100095; 中航工业失效分析中心，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095; 航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京100095; 中航工业失效分析中心，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095; 航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京100095; 中航工业失效分析中心，北京100095;四川大学空天科学与工程学院，成都610064【正文语种】中文【中图分类】TG132.30 引言通常，合金材料的超高周疲劳裂纹的萌生和扩展，呈现出与低周和高周疲劳不同的特有过程，是研究合金材料超高周疲劳行为的重要方面。

2019年《失效分析与预防》总目次第14卷(总第65~70期)

429 2019年《失效分析与预防》总目次第14卷（总第65~70期）基础研究CFRP层板冲击损伤空洞超声Lamb波特征成像——基于时间反转损伤指数………………………………………………　陈　尧，张柏源，吴　霞，陈　果，石文泽，卢　超（1.001）C含量对单晶高温合金再结晶的影响 ……………………… ………………………史振学，刘世忠，赵全乾（1.007）基于ALIFD模糊熵和GK聚类的滚动轴承故障诊断 …… …………………………………葛红平，刘晓波（2.071）复合材料加筋壁板机械连接修理设计与分析工具………… ………………………张星明，蓝元沛，徐吉峰（2.079）基于超声环阵相控阵的变孔径聚焦检测技术……………… ………………………沙正骁，梁　菁，李　彦（2.084）一种基于小波包和PCA的超声缺陷识别方法 …………… ……万陶磊，常俊杰，曾雪峰，钟海鹰，陈志恒（3.141）高温合金晶粒尺寸的超声评价方法及检测装置…………… ………………董金龙，陈　昊，陈　曦，邬冠华（3.147）磁声发射检测装置的研制与性能测试……………………… ……吴　莎，李志农，吴明涛，沈功田，沈永娜（4.219）金属材料显微硬度压痕尺寸效应分析及其试验研究……… ……………………………………………刘　松（4.225）航空金属材料仿真加速腐蚀试验环境谱编制方法研究…… ………………………刘治国，齐　阳，李旭东（6.357）基于扩展有限元的Q345R材料平板裂纹扩展模拟研究 … ………………………殷金泉，程强强，于润桥（6.361）声速差计算方法及其在对外加非均匀应力评价中的应用 ……郭彦弘，卢　超，何方成，梁　菁，王　晓（6.366）应用研究喷丸对23Co14Ni12Cr3Mo超高强度钢表面性能的影响 … ……钱　昂，金　平，谭晓明，王　德，王　鹏（1.013）高频燃烧-红外吸收法测定金属铪中碳含量研究 ……… ………………蒙益林，高　帅，颜　京，刘　铭（1.018）高温合金的晶界提取及特征定量表征方法………………… ……刁福林，陈　昊，李延丰，陈　曦，杨立余（1.023）脉冲加热红外吸收法测定Nb-Si粉末合金中氧含量 ……… ………………杨　峥，梁　钪，庞晓辉，高　颂（1.030）激光直接沉积修复1Cr15Ni4Mo3N钢磁痕分析 …………… ……………周　标，秦仁耀，唐　斌，高　超，郭绍庆，李　能，张　强，黄　帅（1.035）航天器铝合金结构残余应力超声波检测方法研究………… ……………徐丽霞，李伟煜，刘战捷，李大海，杨耀东，朱小溪，周双锋（1.040）称量定容法与体积定容法应用于ICP-AES的对比分析 … ………………………丁　妍，李　帆，叶晓英（1.046）热诱导孔洞对FGH97高温合金性能的影响 ……………… ………………张　海，熊江英，王　冲，马德新（2.090）传感器位置对齿轮故障的敏感性研究……………………… ………………………黄　鑫，王细洋，肖尧先（2.096）DZ125定向凝固合金的薄壁持久蠕变性能与断裂行为 …… ……………王　亮，李　彦，张　丽，赵澎涛，张燕明，郭广平，王　翔（2.101）石墨烯掺杂对镁锂合金微弧氧化膜Cl-腐蚀敏感性的研究 …………………………………邱小林，邱震钰（2.106）碳纤维增强金属基复合材料的疲劳寿命分析……………… …………………………………姜宾涛，王　磊（3.153）可剥布剥离工艺性评价方法研究…………………………… ………………邓立伟，陈璐圆，陈新文，顾灵聪（3.157）多层PMI泡沫微波吸收材料的设计及性能检测 ………… ……史有强，尹雅楠，何　山，魏霖涛，刘伟峰（3.161）DD6单晶高温合金初熔组织演变机制研究 ……………… ……韩　梅，岳晓岱，董建民，谢洪吉，李嘉荣（3.166）弱磁检测技术在玻璃纤维中的应用研究…………………… ………………余方林，于润桥，廖连文，刘　雷（4.232）电连接器鱼眼端子插拔力及可靠性研究…………………… ……………………………………………夏远志（5.289）硫化1145NR耐有机溶剂及其自然老化行为研究 …………　………………………但广福，周建萍，王云英，秦文贞，文吉标，谷庆风（5.294）基于CR技术的钢管壁厚测量工艺研究 …………………… ……………伍晶晶，张士晶，陈　华，张小海，冉龙宏，邬冠华，高鸿波（5.300）包络式磁弹索力传感器设计及钢缆索应力试验研究……… ……………………………………………郭　涛（6.372）带钢制保护套管的钢管腐蚀缺陷的脉冲涡流检测方法研究 ………………江礼凡，付跃文，余兆虎，杨　帆（6.378）无人机撞击民机发动机叶片动态响应及破坏损伤数值研究 ……………………………………………张　序（6.384）案例分析加力外圈总管断裂故障分析………………………………… ………………舒　庆，邓　洁，李　宁，张　琪（1.054）商用Cu-Mg合金吊弦应力腐蚀断裂分析 ………………… ………………………李平平，梁会雷，许乐乐（1.059）430水下航行器发动机漏水故障的分析研究…………………… …………………………………张　涛，黄凤军（2.111）I级涡轮叶片线性缺陷分析 ………………………………… ……………申静芳，罗贵亮，武国栋，熊　勇，陈昌达，汤　浩，程法嵩（2.115）门头道密封用3M压敏胶粘带脱胶分析 ……………………　贾　妮，陈晓锋，吕均益，柳　宁，赵艳青，魏恒永（2.119）激光测距传感器芯片功能异常分析………………………… …………………………………余应森，黄彩清（2.124）基于轴系尺寸链设置缺陷导致机械系统失效后的改进分析 ………………佐景涛，赵　燕，刘红莉，刘雨健（2.129）预镀框架铜线键合的腐蚀失效分析与可靠性……………… ………………………林　娜，吴　凌，郑　怡（3.172）发动机高压燃油泵开裂分析………………………………… ………………都建京，魏振伟，赵文侠，刘昌奎（3.179）起落架缓冲器上支臂支座断裂分析………………………… ………………侯卫国，袁　春，潘登科，王　超（3.184）高压压气机转子叶片断裂分析……………………………… ……李　彦，都建京，陈　星，刘新灵，李佳佳（3.188）GH3030钎焊管接头裂纹分析 ……………………………… ………………………王大为，郑　真，陈　星（3.193）异材焊接件应力腐蚀原因分析………………………………　刘兆伟，谭　琳，李　冰，周　龙，祝　哮，孙　巍（4.240）1Cr15Ni27Mo1Ti3Al不锈钢弹簧锈蚀原因分析 …………… ………………李玉生，郭和平，杨雅静，张新宇（4.245）2A12铝合金外套螺母裂纹分析 …………………………… ………………杨　平，李　波，胡生双，王文博（4.250）螺柱断裂分析及机制探讨…………李平平，刘元森（4.254）发动机压气机叶片断裂故障分析与试验验证……………… ……………………………………………张再德（4.258）聚四氟乙烯衬套开裂分析…………………………………… ……张增阳，李阿妮，李　炎，陈卫娜，韩　露（4.262）H13钢压铸模具开裂分析 ……………………………………　林星豪，陈卫华，吴世勇，吕　晨，李浩哲，艾云龙（4.265）主桨毂中央件限动锁连接螺栓提前断裂原因分析………… ………………………熊鸿建，高彩虹，陈学军（4.269）曲轴开裂拉瓦失效分析……………………………………… ……颜　婧，冯继军，余政宏，卢柳林，高　勇（4.275）氧气瓶爆炸失效分析………………………………………… ……张　元，张　号，李明超，孟维歌，宋明大（4.280）电站凝汽器钛管断裂原因分析……………………………… ……巩秀芳，王天剑，刘昌奎，王芬玲，裴玉冰（4.284）起动发电机弹性轴断裂分析………………………………… ……田　浩，傅国如，陈　荣，李　权，殷刘彦（5.307）耐热双头螺柱断裂分析……………………………………… ……………刘　勇，倪　莉，张　挺，许佳焱，马勤超，周　旭，毛锡非，顾龙佳（5.312）TC17 钛合金压气机鼓筒篦齿裂纹分析研究 ……………… ………………刘丽玉，张银东，高翔宇，刘昌奎（5.315）结晶器铜套腐蚀断裂失效研究……………………………… ……郝雪龙，李　婷，纪　红，刘西净，田昊阅（5.321）油气开采套管法兰盘断裂分析……………………………… ……吴轲源，吴高路，徐良清，徐良乐，吴高明（5.328）无人履带车辆行动系统失效分析与预防…………………… ………………………袁　芬，张海翔，赵洪雷（5.333）氯化聚乙烯反应釜内部锆复合层失效分析………………… ……………………王金凯，商显栋，宋明大，付跃文，张　元，王　鑫，后雪冰（5.336）52CrNiMoVSi热作模具开裂原因分析 ……………………… ……………熊路兰，陈卫华，何　文，林星豪，吕　晨,刘聪仁，艾云龙（5.341）水激活电池待发绳断裂分析研究…………………………… ………………………张　涛，郑　刚，周　康（5.345）马氏体超高强钢钢管开裂原因分析………………………… …………………………………孙中渠，周庆军（6.392）汽车后桥螺旋伞齿轮表面缺陷分析………………………… ………………潘小静，徐旋旋，赵　宜，戴林荣（6.396）发动机风扇静子叶片裂纹失效分析………………………… ………………………李　洋，邱　丰，佟文伟（6.401）汽车变速箱悬置断裂原因分析………………薛喜才（6.406）燃气涡轮起动机减速器齿轮断齿分析……………………… ………………………黄珍珍，滕旭东，符三华（6.410）700 MW亚临界锅炉三级过热器TP347HFG钢失效分析 … …………………………………李文华，柯安鹏（6.415）发动机引气管开裂分析……………………………………… ………………郭　强，李智锋，李　波，陈雷波（6.420）汽车下摆臂与车架连接螺栓断裂分析……………………… …………………………………苏　倩，胡春燕（6.425）综　述材料断口分形维数测量方法研究进展……………………… ………………熊伟腾，范金娟，王云英，肖淑华（1.063）航空材料组织与残余应力评价对中子散射与同步辐射技术的需求…………………………………………………………… 刘昌奎，李　楠，赵文侠，陶春虎，李兴无，曹春晓（2.133）航空装备铝合金结构材料点蚀失效行为…………………… ………………………刘治国，孙　强，李旭东（3.200）滚动轴承接触疲劳失效的影响因素及其研究现状………… ………………………郭　浩，雷建中，扈林庄（3.206）航空部件深度修复的技术及发展…………………………… ………………………马　瑞，刘书霞，燕　翔（3.212）SiC f/SiC复合材料原位分析研究进展 ……………………… ………………余小斌，孟江燕，范金娟，魏振伟（5.350）。

不同保载时间作用下的定向凝固合金DZ125的高温低循环疲劳试验研究

～
验，同时又要精确测量应变，因此选用大量程的高温
引伸计Ｅｌ３４，量应变范围可达４０。ｐｏ４８测ｎ－％５
１３微观观察．１５，５～７．Ｍｏ１５～２．Ａｌ４． — ５．Ｔｉ０．Ｗ６．５，．５，８４，
刘金龙，杨晓光，石多奇，王井科
（京航空航天大学能源与动力工程学院，京１０９）北北０１１
摘要：究了定向凝固合金Ｄ１５８０：研Ｚ２５￣时不同保载时间作用下的低循环疲劳行为。进行了拉伸保载时间分别为
关键词：Ｄ１５保载时问；劳；变Ｚ２；疲蠕
ＤＯＩ１．９９ｊｉｓ．０５５５．００５Ｏ８：０３６／．ｓｎ１０ —０３２１．．ｌ
中图分类号：Ｇ３．Ｔ１２３
文献标识码：Ａ
文章编号：１０ —０３２１）５ｏ８－０５５５（０００－Ｏ８０５
第３Ｏ卷第５期２１００年１０月
航
空
材
料
学
报
Ｖｏ．０，Ｎｏ５１３．
ＪＯＵＲＮＥＲＡＬＯＦＡＯＮＡＵＩＡＬＭＡＴＲＩＳＴＣＥＡＬ
Ｏｃｏｅ２０ｔｂｒＯ１
不同保载时间作用下的定向凝固合金Ｄ１５的Ｚ２高温低循环疲劳试验研究
式，择名义应力范围在０～５０Ｐ选６Ｍａ范围内，验试