非对称循环载荷下镍基单晶合金低周疲劳寿命预测
DZ408合金低周疲劳行为
DZ408合金低周疲劳行为张仕朝【摘要】研究了 DZ408合金在950℃,1000℃和1050℃,应变比为0.05条件下的低周疲劳性能。
结果表明:平均应变为正时,非对称循环应变控制会产生平均应力松弛现象,且随着温度与应变幅的增大,平均应力松弛速率增大;在950℃,1000℃和1050℃时,材料具有 Massing 特性,采用修正的 SWT 模型能很好地预测不同温度下应变比为0.05的低周疲劳寿命,且给出了修正 SWT 模型参数随温度变化的关系式Δεt 2σmax =(-38.9+0.101 T)N(0.96-0.0014T)。
%The total strain-controlled low cyclefatigue(LCF)behaviors of directionally solidified(DS)superalloy DZ408 at 950 ℃, 1000 ℃ and 1050 ℃ for R =0.05 were investigated.The results of LCF tests indicate that the mean stress relaxation is occurred under asymmetric straining .The rate of mean stress relaxation is increased with the increase of temperature and strain amplitude.The alloy has Massing characteristic at 950 ℃,1000 ℃ and 1050 ℃ for R =0.05.All the LCF data obtained under various temperatures are well correlated by the modified SWT approach for lifetime prediction,and also the relationship between temperature and parameter of modi-fied SWT model are obtained.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2016(000)001【总页数】5页(P93-97)【关键词】DZ408;低周疲劳;应变比;平均应力松弛【作者】张仕朝【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; 先进高温结构材料科技重点实验室,北京 100095【正文语种】中文【中图分类】TG132.33定向凝固高温合金由于很好的综合力学性能,被广泛应用航空工业中。
疲劳寿命循环载荷-概述说明以及解释
疲劳寿命循环载荷-概述说明以及解释1.引言1.1 概述概述:疲劳寿命是指材料或结构在受到循环载荷作用下的耐久性能,是工程设计和使用中非常重要的一个参数。
循环载荷是指在一段时间内多次反复加载和卸载的载荷作用,其大小和频率都会影响材料的疲劳寿命。
研究疲劳寿命循环载荷对材料寿命的影响,可以帮助工程师更好地设计和使用材料,避免因疲劳破坏而造成的意外事故。
本文将通过探讨疲劳寿命的概念、循环载荷对疲劳寿命的影响以及疲劳寿命预测方法,来深入解析疲劳寿命和循环载荷之间的关系。
1.2 文章结构文章结构部分的内容如下:文章结构部分将会介绍本文的组织结构和各部分内容的逻辑顺序安排。
首先,第一部分将是引言部分,包括概述研究的背景和重要性、文章结构的介绍以及研究目的。
随后,第二部分将是正文部分,分为疲劳寿命的概念、循环载荷对疲劳寿命的影响以及疲劳寿命预测方法三个小节,详细探讨疲劳寿命与循环载荷之间的关系。
最后,第三部分将是结论部分,总结疲劳寿命循环载荷的重要性、提出未来研究方向以及对整个内容进行一个完整的结论。
通过以上的组织结构,读者能够清晰地了解本文的内容安排和逻辑脉络,有助于更好地理解疲劳寿命与循环载荷之间的关系。
1.3 目的:疲劳寿命循环载荷作为一个重要的工程问题,本文旨在探讨循环载荷对材料疲劳寿命的影响,并介绍疲劳寿命预测方法。
通过深入研究疲劳寿命循环载荷,可以帮助工程师和设计师更好地预测材料在实际工作条件下的寿命,从而提高产品的可靠性和耐久性。
同时,本文还将总结疲劳寿命循环载荷的重要性,指出未来的研究方向,为相关领域的进一步研究提供参考依据。
2.正文2.1 疲劳寿命的概念:疲劳寿命指的是材料在受到循环载荷作用下,经过一定次数的循环载荷后所达到的破坏点。
在材料工程领域中,疲劳寿命是一个非常重要的概念,因为大部分的工程材料都会在使用过程中受到各种循环载荷的作用,而循环载荷是导致材料疲劳破坏的主要原因之一。
疲劳寿命是由材料的力学性能、微观结构以及外部环境等多种因素共同决定的。
不同温度下镍基单晶高温合金的低周疲劳性能
技术改造—308—不同温度下镍基单晶高温合金的低周疲劳性能薛庆增(海装沈阳局驻沈阳地区某军事代表室,辽宁 沈阳 110043)镍基单晶高温合金因具有非常优异的综合性能而成为先进航空发动机涡轮工作叶片和导向叶片的关键材料。
涡轮叶片作为航空发动机中的关键热端部件,服役时不同位置的温度差别较大,存在极其复杂的温度场,承受较大的热应力,同时还承受高离心力和高温交变载荷作用,因此常发生应变控制的低周疲劳失效。
为此,对一种Ni-Cr-Co-Mo-W-Ta-Nb-Re-Al-Hf-C 系单晶高温合金在800,980℃下的低周疲劳性能进行了研究,拟为单晶高温合金的工程应用提供参考。
1试样制备与试验方法在水冷型高温梯度真空感应单晶炉中制备Ni-Cr-Co-Mo-W -Ta-Nb-Re-Al-Hf-C 系单晶高温合金棒,采用X射线极图法测得合金的晶体取向为[001]取向,取向偏离角度保持在10°以内。
采用箱式电阻热处理炉对合金进行热处理,热处理工艺为1290℃×1h+1300℃×2h+1315℃×2h+1330℃×6h 空冷+1140℃×4h 空冷+870℃×32h 空冷。
将热处理后试样加工成低周疲劳试样,采用DST-5型低周疲劳试验机对试样进行低周疲劳试验,试验温度分别为800,980℃,采用总应变控制法,加载应变速率为5×10-3s -1,应变比为-1,应力波形为三角形。
在100℃、质量分数为25%的高锰酸钾溶液中,利用水煮法去除疲劳断口表面的氧化皮,然后进行超声清洗,采用S4800型扫描电镜观察疲劳断口形貌。
在疲劳断口附近位置截取试样,采用双喷电解法制备透射试样,在JEM-2000FX 型透射电镜下观察位错形貌。
2试验结果与讨论2.1合金的低周疲劳寿命 在800,980℃下,合金的低周疲劳寿命(失效循环次数)均随总应变幅的增加而降低;总应变幅相同时,980℃下合金的疲劳寿命低于800℃下的;总应变幅较高时,2种温度下合金的疲劳寿命相差较小,总应变幅较低时,合金的疲劳寿命相差较大。
镍基合金超声疲劳裂纹扩展寿命预测研究
镍基合金超声疲劳裂纹扩展寿命预测研究薛红前;姜祎君;封硕【摘要】针对发动机结构材料承受高频循环载荷的特点,应用超声疲劳试验技术开展了镍基合金材料的疲劳裂纹扩展试验研究.考虑高频载荷下疲劳裂纹扩展过程中的温升效应,测试了超声疲劳裂纹扩展过程中的温度变化,基于温度变化对材料弹性模量的影响和热膨胀效应,数值计算了疲劳裂纹扩展应力强度因子.研究了温度变化对超声疲劳裂纹扩展的影响机制,并在现有模型基础上,建立了考虑温度影响的超声疲劳裂纹扩展模型,完善疲劳裂纹扩展寿命预测方法.【期刊名称】《材料工程》【年(卷),期】2014(000)003【总页数】8页(P7-13,20)【关键词】超声疲劳;镍基合金;温度影响;裂纹扩展模型【作者】薛红前;姜祎君;封硕【作者单位】西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室,西安710072;西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室,西安710072;西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V252.2;O346.2超声疲劳试验的工作频率高达20kHz,用于进行109 cycle循环次数的疲劳试验只需要不到1天的时间,使超长寿命疲劳试验得以开展,超声疲劳试验技术已成为金属材料超高周疲劳性能测试的有效手段,近年来,有关金属材料超高周疲性能的研究得以广泛开展[1,2]。
同样,20kHz的超声高频加载条件,使得材料在10-8 mm/cycle疲劳裂纹扩展速率的测量成为可能,这对于研究疲劳裂纹门槛值附近短裂纹的扩展速率尤为重要,进而可以大大提高裂纹扩展门槛值的计算精度,完善疲劳裂纹扩展机制。
Bathias等[3]率先开展了超声疲劳加载条件下裂纹扩展速率的试验研究,并考虑超声高频振动位移加载的特点,通过对裂纹尖端位移场的有限元计算,采用位移法求解裂尖应力强度因子,最终建立裂纹扩展模型。
近年来,Schönbauer等[4]针对多种材料的裂纹扩展机理进行了深入分析。
DD3镍基单晶合金非对称循环载荷低周疲劳寿命预测
DD3镍基单晶合金非对称循环载荷低周疲劳寿命预测
DD3镍基单晶合金非对称循环载荷低周疲劳寿命预测
在680℃温度下进行[001]、[011]和[111]三种取向的DD3单晶合金光滑试样非对称循环载荷低周疲劳试验,表明晶体取向对DD3单晶合金的应变疲劳寿命有显著影响,[001]取向寿命最长,[111]取向寿命最短.用晶体取向函数修正总应变范围可以在很大程度上消除晶体取向对疲劳寿命的影响;引入参量k表示载荷循环特性对疲劳寿命的影响,它与循环寿命之间呈幂函数关系.根据影响单晶叶片低周疲劳寿命的主要因素,提出循环塑性应变能的计算方法,构成塑性应变能的主要因素应包括总应变范围、取向函数和载荷循环特性等影响参量,它们与塑性应变能之间呈幂函数关系.用塑性应变能作为损伤参量导出单晶合金低周疲劳寿命预测模型,利用低周疲劳试验数据进行多元线性回归分析,所有试验数据均落在2.6倍偏差的分布带内.
作者:陈吉平丁智平尹泽勇 CHEN JiPing DING ZhiPing YIN ZeYong 作者单位:陈吉平,丁智平,CHEN JiPing,DING ZhiPing(湖南工业大学,机械工程学院,株洲,412008)
尹泽勇,YIN ZeYong(中国航空动力机械研究所,株洲,412002)
刊名:机械强度ISTIC PKU英文刊名:JOURNAL OF MECHANICAL STRENGTH 年,卷(期):2006 28(2) 分类号:V231.95 O346.2 TG146.15 关键词:镍基单晶合金非对称循环载荷低周疲劳循环塑性应变能。
DD419_镍基单晶高温合金980_℃下低周疲劳行为研究
第42卷第4期2023年8月沈㊀阳㊀理㊀工㊀大㊀学㊀学㊀报JournalofShenyangLigongUniversityVol 42No 4Aug 2023收稿日期:2022-12-27基金项目:国家自然科学基金项目(51871221)作者简介:祝祥(1997 )ꎬ男ꎬ硕士研究生ꎮ通信作者:杜晓明(1976 )ꎬ男ꎬ教授ꎬ博士ꎬ研究方向为先进铝合金的制备与加工成型ꎮ文章编号:1003-1251(2023)04-0069-06DD419镍基单晶高温合金980ħ下低周疲劳行为研究祝㊀祥1ꎬ杜晓明1ꎬ刘纪德2(1.沈阳理工大学材料科学与工程学院ꎬ沈阳110159ꎻ2.中国科学院金属研究所ꎬ沈阳110016)摘㊀要:对DD419镍基单晶高温合金在980ħ下的低周疲劳行为进行试验研究ꎬ并对疲劳数据进行分析ꎬ获得该温度下合金疲劳参数ꎮ结果表明:该合金低周疲劳变形过程中ꎬ弹性变形起主要作用ꎬ塑性变形较低ꎻ循环应力响应行为以先循环软化㊁再趋于稳定为主要方式ꎬ并且随着应力幅的增加ꎬ循环寿命不断降低ꎮ低应变幅下ꎬ合金的疲劳断裂表现为脆性断裂的特征ꎬ并呈现出明显的多源疲劳特征ꎬ微观断口形貌的主要特征是出现准解理台阶ꎬ可判断准解理断裂是主要的断裂机制ꎮ关㊀键㊀词:镍基单晶高温合金ꎻ低周疲劳ꎻ疲劳寿命ꎻ断裂机制中图分类号:TU973.2+54文献标志码:ADOI:10.3969/j.issn.1003-1251.2023.04.011StudyonLowCycleFatigueBehaviorofDD419NickelBaseSingleCrystalSuperalloyat980ħZHUXiang1ꎬDUXiaoming1ꎬLIUJide2(1.ShenyangLigongUniversityꎬShenyang110159ꎬChinaꎻ2.InstituteofMetalResearchꎬChineseAcademyofSciencesꎬShenyang110016ꎬChina)Abstract:Thelow ̄cyclefatiguebehaviorofDD419Nickel ̄basedsinglecrystalsuperalloyat980ħisexperimentallystudiedandthefatiguedataisanalyzedtoobtainthefatiguepa ̄rameters.Theresultsshowthatelasticdeformationplaysamajorroleintheprocessoflowcyclefatiguedeformationꎬwhileplasticdeformationisrelativelylow.Thecyclicstressre ̄sponsebehavioriscyclicsofteningfirstandthenstabilizingꎬandthecycliclifedecreaseswiththeincreaseofstressamplitude.Atlowstrainamplitudeꎬthefatiguefractureoftheal ̄loyshowsthecharacteristicsofbrittlefractureꎬandpresentsobviousmulti ̄sourcefatiguecharacteristics.Themainfeatureofthemicroscopicfracturemorphologyisthepresenceofquasi ̄dissociationfractureꎬbywhichitcanbejudgedthatthequasi ̄dissociationfractureisthemainfracturemechanism.Keywords:nickel ̄basedsinglecrystalsuperalloyꎻlowcyclefatigueꎻfatiguelifeꎻfracturemechanism㊀㊀DD419镍基单晶高温合金相较于其他高温合金ꎬ具有高温强度高㊁综合力学性能好㊁铸造工艺性能良好等优势ꎬ广泛应用在航空发动机的涡轮叶片中[1]ꎮ与国外的CMSX ̄4高温合金相比ꎬDD419合金在拉伸性能㊁蠕变性能㊁抗氧化性能㊁耐热和耐腐蚀等方面的表现基本相近[2-3]ꎬ且其含铼元素少㊁制备成本低㊁使用范围更广ꎮ疲劳是高温合金最主要的失效形式ꎬ低周疲劳损伤又是涡轮叶片材料的主要失效形式之一ꎮ为确保构件服役过程中的安全与稳定ꎬ很多学者研究了高温合金材料的疲劳性能ꎮFan等[4]研究了镍基单晶高温合金DD10分别在温度为760ħ和980ħ下不同应变幅的低周疲劳行为ꎬ结果表明:在高应变范围内ꎬ由于塑性变形ꎬ合金在760ħ时更容易萌生裂纹ꎻ在低应变范围内ꎬ980ħ时断口会出现明显的氧化损伤ꎬ加速了裂纹萌生ꎮCharles等[5]研究了CMSX ̄4合金低周疲劳过程中位错结构的变化ꎬ得出位错形态在低应力下类似于蠕变㊁高应力下与拉伸断裂类似的结论ꎮDD419合金常作为燃气轮机涡轮叶片材料ꎬ其工作温度通常能达到980ħꎮ因此ꎬ本文研究DD419合金在980ħ下的低周疲劳断裂行为ꎬ并从理论上分析应变-寿命关系㊁循环应力响应行为及疲劳裂纹的产生与扩展行为之间的关系ꎬ以期获得关于该合金低周疲劳行为较为完整的认识ꎮ1㊀试验部分1.1㊀试样的制备试验选用含Re第二代镍基单晶高温合金ꎬ其成分含量见表1ꎮ首先ꎬ用真空感应炉(VIDP ̄25型ꎬ沈阳真空技术研究所有限公司)冶炼试验合金的母合金ꎬ并在真空条件下浇铸形成母合金铸锭ꎬ采用螺旋选晶法ꎬ在工业用大型双区域加热真空高梯度单晶炉(ZGD ̄2型ꎬ锦州航星真空设备有限公司)中制备具有<001>取向的单晶棒材ꎻ然后ꎬ用热电偶温度计测量箱式热电阻炉(CWF型ꎬ德国CARBOLITEGERO公司)的温度ꎬ测温结果满足ʃ5ħ的误差范围内再对单晶棒材进行热处理操作ꎻ之后ꎬ进行固溶处理(温度1280~1300ħꎬ时间为9hꎬ空冷)ꎻ最后ꎬ进行两级时效处理(温度1110~1150ħꎬ时间4hꎬ空冷ꎻ温度870ħꎬ时间14hꎬ空冷)ꎮ经完全热处理之后ꎬ将单晶棒材试样加工成如图1所示的尺寸ꎮ图1㊀单晶棒材试样尺寸表1㊀DD419合金成分含量(质量分数)%CrCoWMoReAlTiTaHfNi6.809.306.501.003.005.801.106.500.09余量1.2㊀试验方法低周疲劳试验在电液伺服疲劳试验机(100kN ̄8型ꎬMTS系统公司)上进行ꎬ试验温度为980ħꎬ试验数据采集(按照对数采集)与处理全部在计算机上进行ꎮ具体试验条件见表2ꎮ表2㊀高温低周疲劳试验条件试验温度/ħ试验波形应变比应变速率/s-1加载频率/Hz介质控制方式980三角波0.050.0060.15~0.3空气恒定应变㊀㊀DD419合金试样在低周疲劳试验后ꎬ采用线切割切下约2~3mm的断口试样ꎬ切割时尽量避07沈㊀阳㊀理㊀工㊀大㊀学㊀学㊀报㊀㊀第42卷免破坏或污染切割部位ꎮ切割结束后将断口试样置于盛有丙酮溶液的烧杯中ꎬ并用超声波仪器清洗ꎬ冲洗完毕后烘干ꎬ得到清洁干净的断口试样ꎮ随后ꎬ采用扫描电子显微镜(S ̄3400N型ꎬ日立公司)观察断口的宏观和微观形貌ꎮ2㊀结果与讨论2.1㊀应变-寿命行为测得DD419高温合金在980ħ下的弹性应变幅(Δεe/2)㊁塑性应变幅(Δεp/2)和总应变幅(Δεt/2)与疲劳寿命(2Nf)之间的关系ꎬ在双对数坐标系下绘制关系曲线ꎬ如图2所示ꎮ图2㊀应变-疲劳寿命关系曲线㊀㊀塑性应变幅值和弹性应变幅值的交点称为过渡寿命ꎬ图2中两条曲线无交点ꎬ故DD419合金低周疲劳过程中不存在过渡寿命ꎮ由图2可见ꎬ弹性应变幅远远大于塑性应变幅ꎬ这一特点与多数高强度镍基高温合金相似ꎮ因此ꎬ在低周疲劳区间ꎬ弹性应变在变形中占主导地位ꎬ材料疲劳寿命的长短主要取决于强度ꎮ文献[6]指出ꎬ多数钴基合金由于塑性较好ꎬ在断裂过程中塑性往往起主要作用ꎮ对于恒定应变幅控制下的应变-寿命曲线ꎬ可用Manson ̄Coffin[7]寿命模型来表达ꎬ公式为Δεt2=Δεe2+Δεp2=σfᶄE(2Nf)b+εfᶄ(2Nf)c(1)式中:σfᶄ为疲劳强度系数ꎻb为疲劳强度指数ꎻεfᶄ为疲劳延性系数ꎻc为疲劳延性指数ꎻE为弹性模量ꎮ将应变比为0.05的DD419低周疲劳数据进行拟合ꎬ得到与疲劳相关的系数ꎬ代入式(1)可得Δεt2=0.0589(2Nf)-0.6173+0.0233(2Nf)-0.1784(2)根据式(2)并利用线性回归分析方法即可确定DD419镍基单晶高温合金在980ħ下的低周疲劳参数σfᶄ㊁εfᶄ㊁b㊁cꎬ如表3所示ꎮ表3㊀DD419合金疲劳参数试验温度/ħσfᶄ/MPaεfᶄbcKᶄ/MPanᶄE/GPa98020490.0589-0.1784-0.617339070.2691882.2㊀循环应力-应变关系材料的循环应力-应变曲线能较好地体现低周疲劳条件下材料的实际应力和应变特征ꎮDD419高温合金循环应力-应变关系曲线如图3所示ꎮ图3中曲线由半寿命附近的滞回曲线获得ꎬ详见文献[8]ꎬ可采用下式描述Δσ2=Kᶄ(Δεp2)nᶄ(3)式中:Δσ/2为应力幅ꎻKᶄ为循环强度系数ꎻnᶄ为循环应变硬化指数ꎮ通过对图3中的试验数据进行非线性拟合ꎬ即可确定Kᶄ与nᶄ值(见表3)ꎮ图3㊀循环应力-应变关系曲线2.3㊀循环应力响应行为循环应力响应行为主要包括循环硬化㊁循环17第4期㊀㊀㊀祝㊀祥等:DD419镍基单晶高温合金980ħ下低周疲劳行为研究稳定和循环软化三个阶段ꎮ在恒定应变控制的低周疲劳循环中ꎬ随着加载周次增加ꎬ应力逐渐上升是循环硬化ꎬ反之为循环软化ꎮ循环硬化和软化现象与材料的位错运动有关[9]ꎬ循环硬化可导致材料性能下降甚至失效ꎬ循环软化常伴随着循环应力水平的快速下降ꎬ通常出现在已经充满了位错缠结和阻碍的冷加工合金中ꎮ循环应力响应曲线反映了双对数坐标下应力幅与循环周次的关系ꎬDD419高温合金在980ħ下循环应力响应曲线如图4所示ꎮ图4㊀DD419在980ħ下循环应力响应曲线㊀㊀从图4中可看出ꎬDD419合金的循环应力响应行为与应变幅的大小密切相关ꎬ随着总应变幅值的不断增加ꎬ合金所受应力幅值亦逐渐增大ꎬ且疲劳寿命随循环周次减小而缩短ꎮ当应变幅为0.3%时ꎬ合金在循环过程中的应力响应行为呈现先循环软化㊁再过渡到循环稳定阶段ꎬ随后出现短暂硬化阶段ꎬ最后过渡到循环稳定阶段ꎬ直至突然断裂ꎻ当应变幅为0.4%时ꎬ合金循环应力响应行为的整体趋势与总应变幅为0.3%时相近ꎬ不同之处在于总应变幅为0.4%时ꎬ合金循环稳定阶段的疲劳周次要少ꎬ且循环软化行为更加明显ꎻ当总应变幅为0.5%时ꎬ合金首先显示出循环硬化ꎬ继而转入循环稳定过程ꎬ最后萌生出裂纹ꎬ并发生突然断裂ꎻ在总应变幅达到0.6%㊁0.7%时ꎬ由于循环周次不断上升ꎬ合金的循环应力响应行为也趋于稳定ꎬ但在疲劳过程的中期ꎬ合金的循环应力响应曲线由循环硬化过渡到循环软化ꎬ而疲劳过程后期ꎬ循环应力响应曲线又呈现了迅速下降的态势ꎬ随之在很短的疲劳周次中出现了突然断裂ꎮ2.4㊀断口形貌分析镍基高温合金疲劳断口的一个典型特征是有多个疲劳源区[10]ꎮ图5为总应变幅分别为0.3%㊁0.5%㊁0.6%下断口的宏观形貌ꎮ图5㊀不同应变幅下疲劳断口的宏观形貌㊀㊀宏观上看ꎬ高温合金的疲劳断口形貌一般都比较粗糙ꎬ断口颜色呈青蓝色ꎮ疲劳裂纹主要萌生于试样边缘及附近ꎬ且有多个疲劳源ꎮ从图5中可见ꎬ随着总应变幅的增加ꎬ断口边缘及表面出现的疲劳裂纹也逐渐变多ꎬ导致疲劳断裂拓展速率加快ꎬ疲劳寿命降低ꎮ另外ꎬ疲劳断口区域主要由疲劳源㊁疲劳扩展区和瞬断区三部分组成[11-12]ꎬ图中A㊁B㊁C分别代表疲劳源区㊁疲劳扩展区和瞬断区ꎬ三个区域具有明显的特征ꎮ随着总应变幅的增大ꎬ断口中三个部分的面积也发生27沈㊀阳㊀理㊀工㊀大㊀学㊀学㊀报㊀㊀第42卷了变化ꎬ其中瞬断区面积变化最大ꎬ在整个断口区域所占比重越来越大ꎻ随着低周疲劳测试过程中总应变幅的增加ꎬ合金在低周疲劳过程中承受的外加载荷逐渐增大ꎬ从而导致DD419合金低周疲劳断口中瞬断区的面积逐渐增大ꎮ图6为不同应变幅下疲劳断口的微观形貌ꎮ对于同一合金ꎬ在低周疲劳试验过程中ꎬ随着应变幅值的增大ꎬ疲劳源区域的光滑度降低ꎬ平坦的小平面也减少ꎬ使得疲劳源区域表面逐渐变得粗糙ꎻ这是由于伴随应变幅值的增加ꎬ微观中滑移带或位错结构与合金中的强化粒子γᶄ相的交互作用加剧ꎬ导致强化粒子γᶄ相失去其有序结构ꎬ降图6㊀不同应变幅下疲劳断口的微观形貌低了γᶄ相对合金基体γ相的强化作用ꎬ从而导致合金的抗疲劳变形能力下降ꎬ合金的循环疲劳周次逐渐减少[13]ꎮ因此ꎬ疲劳过程中疲劳源区的断面所经受的持续摩擦和挤压的次数也在减少ꎬ表面的光滑程度也逐渐降低ꎮ在低应变幅下ꎬ疲劳扩展区断口处存在明显的裂纹ꎬ并沿晶面拓展ꎬ如图6(a)所示ꎻ断口表面存在许多短小的裂纹ꎬ局部区域存在撕裂棱和准解理台阶的特征ꎬ扩展区还出现不明显的疲劳辉纹ꎬ可能是氧化腐蚀较严重导致ꎬ如图6(b)所示ꎻ部分区域还存在很多深浅不一的韧窝和孔洞ꎬ如图6(c)所示ꎮ瞬断区断口处有明显的金属滑移痕迹ꎬ并出现了准解理台阶ꎬ因此可判断合金的断裂机制为准解理断裂ꎮ文献[14-15]指出ꎬ随温度的上升ꎬ更容易发生位错的交滑移和攀移ꎬ在不动位错累积到一定水平时ꎬ就会出现准解理断裂ꎮ3㊀结论本文研究了DD419镍基单晶高温合金在980ħ下的低周疲劳行为ꎬ得到如下结论ꎮ1)根据Manson ̄Coffin寿命模型ꎬDD419疲劳断裂过程中弹性变形起主要作用ꎮ2)980ħ下ꎬ由于位错的往复运动和交互作用ꎬDD419镍基单晶高温合金的循环应力响应行为在0.3%㊁0.4%应变幅下表现为先循环软化ꎬ后由循环硬化过渡到循环稳定阶段ꎬ最后突然断裂ꎻ在0.5%应变幅下首先出现循环硬化ꎬ继而转入到循环稳定阶段ꎬ最后断裂ꎻ0.6%㊁0.7%应变幅下表现为先稳定阶段ꎬ后循环硬化又过渡到循环软化ꎬ最后逐渐稳定ꎬ直至突然断裂ꎮ3)DD419镍基单晶高温合金在980ħ低周疲劳断裂特征表现为明显的多裂纹源性ꎬ随着应变幅的降低ꎬ裂纹数目也逐渐减少ꎬ疲劳寿命随之增加ꎮ在0.3%㊁0.5%㊁0.6%应变幅下ꎬ裂纹萌生于试样表面位置ꎬ出现准解理台阶ꎬ因此判断合金的断裂机制为准解理断裂ꎮ参考文献:[1]史振学ꎬ胡颖涛ꎬ刘世忠.不同温度下镍基单晶高温合金的低周疲劳性能[J].机械工程材料ꎬ2021ꎬ4537第4期㊀㊀㊀祝㊀祥等:DD419镍基单晶高温合金980ħ下低周疲劳行为研究(3):16-20ꎬ28.[2]赵运兴ꎬ员莹莹ꎬ马德新ꎬ等.高温合金CMSX ̄4和DD419单晶铸件中共晶含量的试验研究[J].航空制造技术ꎬ2022ꎬ65(17):74-80.[3]李寒松ꎬ孙士江ꎬ刁爱民ꎬ等.热等静压对DD419单晶高温合金组织与持久性能的影响[J].铸造ꎬ2021ꎬ70(5):554-559.[4]FANZDꎬWANGDꎬLOULH.Corporateeffectsoftemperatureandstrainrangeonthelowcyclefatiguelifeofasingle ̄crystalsuperalloyDD10[J].ActaMet ̄allurgicaSinica(EnglishLetters)ꎬ2015ꎬ28(2):152-158.[5]CHARLESCMꎬDREWGAꎬBAGNALLSꎬetal.Dislocationdeformationmechanismsduringfatigueofthenickel ̄basedsuperalloyCMSX ̄4[J].MaterialsScienceForumꎬ2007ꎬ62:546-549.[6]储昭贶ꎬ于金江ꎬ孙晓峰ꎬ等.DZ951合金的持久性能与断裂行为[J].稀有金属材料与工程ꎬ2009ꎬ38(5):834-837.[7]张罡ꎬ龙占云ꎬ赵凯ꎬ等.WFG36Z钢焊接接头低周疲劳性能与寿命的试验研究[J].沈阳工业学院学报ꎬ1994(2):7-12.[8]刘雪莹ꎬ陈立佳ꎬ周舸ꎬ等.应变波形对Inconel625合金低周疲劳性能的影响[J].稀有金属材料与工程ꎬ2021ꎬ50(4):1263-1269.[9]水丽.应变幅对一种新型镍基单晶高温合金高温低周疲劳性能的影响[J].机械工程材料ꎬ2022ꎬ46(6):31-35ꎬ43.[10]刘柳.一种镍基单晶高温合金低周疲劳行为的研究[D].沈阳:东北大学ꎬ2016.[11]SHUILꎬLIUP.Low ̄cyclefatiguebehaviorofanickelbasesinglecrystalsuperalloyathightemperature[J].RareMetalMaterialsandEngineeringꎬ2015ꎬ44(2):288-292.[12]闫鹏ꎬ冯寅楠ꎬ乔双ꎬ等.镍基变形高温合金低周疲劳研究进展[J].稀有金属ꎬ2021ꎬ45(6):740-748. [13]张敏.一种镍基单晶高温合金蠕变损伤行为研究[D].沈阳:沈阳工业大学ꎬ2022.[14]朱强.GH4698镍基合金高温低周疲劳行为及断裂机理[D].哈尔滨:哈尔滨工业大学ꎬ2016.[15]孙超.N18合金低周疲劳行为研究[D].成都:西华大学ꎬ2006.(责任编辑:徐淑姣)(上接第68页)[26]刘铠铭ꎬ姜秀榕ꎬ林昕ꎬ等.羧甲基壳聚糖对Cr(Ⅵ)吸附性能及吸附热力学㊁动力学研究[J].离子交换与吸附ꎬ2021ꎬ37(3):234-243.[27]JUSGꎬXUEFꎬQIANJYꎬetal.SynthesisofGa3+dopedlithiummanganeseionsieveforLi+extractionanditsadsorptionthermodynamicbehavior[J].Separa ̄tionScienceandTechnologyꎬ2022ꎬ57(18):2923-2936. [28]KALAITZIDOUKꎬZOUBOULISAꎬMITRAKASM.Thermodynamicstudyofphosphateadsorptionandre ̄movalfromwaterusingironoxyhydroxides[J].Wa ̄terꎬ2022ꎬ14(7):1163.(责任编辑:宋颖韬)47沈㊀阳㊀理㊀工㊀大㊀学㊀学㊀报㊀㊀第42卷。
镍基单晶合金叶片疲劳寿命预测方法研究
镍基单晶合金叶片疲劳寿命预测方法研究潘冬;杨晓光;胡晓安;石多奇【摘要】研究了3种针对镍基单晶合金各向异性低循环疲劳寿命建模的方法,分别为基于单晶合金弹性模量与晶体取向相关性的方法,与各向异性屈服函数相关的方法和传统滑移系的方法.对基于屈服函数的方法进行了修正以将其应用于单晶合金.利用公开文献中DD3单晶合金的低循环疲劳数据对修正的模型进行了验证,并对采用这3种方法得到的数据进行了比较.结果表明:修正的疲劳寿命模型和基于取向函数的寿命模型的预测结果与试验数据相比基本落在3倍分散带内,而采用基于滑移系的方法所得结果在4倍分散带内.基于屈服函数的修正模型和另外2种模型均可以较好地与3维有限元应力分析直接衔接,便于涡轮叶片结构级的寿命预测.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)003【总页数】4页(P45-48)【关键词】镍基单晶合金;寿命预测;疲劳;各向异性;叶片;涡轮【作者】潘冬;杨晓光;胡晓安;石多奇【作者单位】中航工业燃气涡轮研究院,成都610500;北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V231.95镍基单晶高温合金已经广泛应用于涡轮叶片上[1]。
由于消除了晶界,使其热、疲劳和蠕变性能得到了显著提高[2]。
但材料的各向异性特征给强度和寿命评估带来了挑战;基于各向同性的强度理论和寿命模型不足以给出符合工程精度的预测结果[3]。
且由于实际叶片处于多轴应力状态下,发展既能考虑各向异性,又能处理多轴应力的寿命模型对于单晶叶片的设计具有十分重要的现实意义。
针对单晶合金叶片高温低周疲劳损伤研究,Li S X[4]和石多奇等[5-6]通过对各向同性材料的宏观唯象疲劳寿命模型进行扩展,构造1个取向函数来考虑材料的各向异性的影响;Swanson[7]和岳珠峰等[8-9]基于材料细观塑性理论,研究材料特定滑移系的塑性滑移规律,建立晶体滑移疲劳寿命模型;Roland等[10]通过对应力-寿命法进行扩展,构建基于Hill屈服函数的等效应力考虑定向凝固合金的各向异性的影响。
镍型材的疲劳行为与寿命预测研究
镍型材的疲劳行为与寿命预测研究摘要:疲劳行为是材料工程中的重要研究内容,对于提高材料的耐久性和延长寿命至关重要。
镍型材作为一种重要的结构材料,在航空航天、核工业和化工等领域有着广泛的应用。
本文将介绍镍型材的疲劳行为与寿命预测的研究进展,包括疲劳行为的基本概念、疲劳寿命的预测方法以及影响疲劳寿命的因素等。
通过对镍型材疲劳行为与寿命预测的深入研究,将为提高材料的应用性能和寿命提供重要的理论依据。
1. 引言镍型材作为一种重要的结构材料,在航空航天、核工业和化工等领域广泛应用。
然而,由于长期受到循环荷载的作用,镍型材很容易发生疲劳破坏,降低其使用寿命。
因此,对于镍型材的疲劳行为与寿命预测研究具有重要的意义。
2. 镍型材的疲劳行为疲劳行为是镍型材在循环荷载下发生的一种特殊的破坏机制。
镍型材在疲劳荷载下会出现载荷-应力曲线的塑性区、弹性区和疲劳断裂区。
疲劳断裂区是指材料在循环荷载下经历了一定的应力循环次数后发生破坏的区域。
镍型材的疲劳行为受到很多因素的影响,包括材料的微观结构、应力水平、表面处理和工作温度等。
3. 镍型材疲劳寿命的预测方法为了准确预测镍型材的疲劳寿命,研究人员提出了多种方法。
其中,最常用的方法包括基于应力的SN曲线法和基于塑性应变能的ε-N曲线法。
基于应力的SN曲线法是通过测量应力水平和应力循环次数来预测材料的疲劳寿命。
而基于塑性应变能的ε-N曲线法是通过测量塑性应变能和应力循环次数来预测材料的疲劳寿命。
此外,还有一些基于损伤累积理论的方法,如线性损伤累积法、过渡损伤累积法和非线性损伤累积法等。
4. 影响镍型材疲劳寿命的因素镍型材的疲劳寿命受到多个因素的影响,包括材料的化学成分、晶粒度、晶界和滑移系等。
此外,工作温度、表面处理、加载频率和试样几何形状等因素也会对镍型材的疲劳寿命产生影响。
研究表明,材料的微观组织和力学性能是影响疲劳寿命的主要因素。
通过优化材料的化学成分和热处理工艺,可以有效提高镍型材的疲劳寿命。
疲劳寿命预测方法
疲劳寿命预测方法10船王茹娇************疲劳裂纹形成寿命的概念发生疲劳破坏时的载荷循环次数,或从开始受载到发生断裂所经过的时间称为该材料或构件的疲劳寿命。
疲劳寿命的种类很多。
从疲劳损伤的发展看,疲劳寿命可分为裂纹形成和裂纹扩展两个阶段:结构或材料从受载开始到裂纹达到某一给定的裂纹长度a0为止的循环次数称为裂纹形成寿命。
此后扩展到临界裂纹长度acr为止的循环次数称为裂纹扩展寿命,从疲劳寿命预测的角度看,这一给定的裂纹长度与预测所采用的寿命性能曲线有关。
此外还有三阶段和多阶段,疲劳寿命模型等。
疲劳损伤累积理论疲劳破坏是一个累积损伤的过程。
对于等幅交变应力,可用材料的S—N曲线来表示在不同应力水平下达到破坏所需要的循环次数。
于是,对于给定的应力水平,就可以利用材或零部件的S—N曲线,确定该零件至破坏时的循环数N,亦即可以估算出零件的寿命,但是,在仅受一个应力循环加载的情况下,才可以直接利用S—N曲线估算零件的寿命。
如果在多个不同应力水平下循环加载就不能直接利用S—N曲线来估计寿命了。
对于实际零部件,所承受的是一系列循环载荷,因此还必须借助疲劳累积损伤理论。
损伤的概念是,在疲劳载荷谱作用下材料的改变(包括疲劳裂纹大小的变化,循环应变硬化或软化以及残余应力的变化等)或材料的损坏程度。
疲劳累积损伤理论的基本假设是:在任何循环应力幅下工作都将产生疲劳损伤,疲劳损伤的严重程度和该应力幅下工作的循环数有关,与无循环损伤的试样在该应力幅下产生失效的总循环数有关。
而且每个应力幅下产生的损伤是永存的,并且在不同应力幅下循环工作所产生的累积总损伤等于每一应力水平下损伤之和。
当累积总损伤达到临界值就会产生疲劳失效。
目前提出多种疲劳累积损伤理论,应用比较广泛的主要有以下3种:线性损伤累积理论,修正的线性损伤累积理论和经验损伤累积理论。
线性损伤累积理论在循环载荷作用下,疲劳损伤是可以线性地累加的,各个应力之间相互独立和互不相干,当累加的损伤达到某一数值时,试件或构件就发生疲劳破坏,线性损伤累积理论中典型的是Miner理论。
基于低周疲劳理论T型叶根转子轮槽寿命预测
基于低周疲劳理论T型叶根转子轮槽寿命预测楼上游;骆天舒;应博芬;徐旭岭【摘要】由于某些低压级组T型叶根轮槽圆角轮槽应力集中处应力超过屈服极限进入塑性区域,作用于其上的低周交变的离心力载荷会引起低周疲劳破坏,因此为了兼顾这类轮槽制造成本和整个转子安全寿命,需要预测T型叶根轮槽圆角的寿命.首先基于弹塑性理论,用非线性有限元方法定量计算了某级动叶叶根轮槽的加载—卸载—加载过程.从上述计算结果中得到应力集中处的八面体剪应变幅值和平均应力.然后将此数据代入改进后的Manson-Coffin关系式,用Newton迭代法求解该方程得到低周疲劳载荷循环次数.根据这个结果我们可以判断T型轮槽这类结构是否能在新设计机组中使用.【期刊名称】《热力透平》【年(卷),期】2015(044)002【总页数】4页(P94-97)【关键词】低周疲劳;塑性;叶根槽;屈服极限;有限元【作者】楼上游;骆天舒;应博芬;徐旭岭【作者单位】杭州汽轮机股份有限公司,杭州310022;杭州汽轮机股份有限公司,杭州310022;杭州汽轮机股份有限公司,杭州310022;杭州汽轮机股份有限公司,杭州310022【正文语种】中文【中图分类】TK263.6随着工业汽轮机功率增大,汽轮机动叶叶根受到的离心力也越来越大,动叶叶根及转子轮槽应力集中处的局部应力往往超过屈服极限进入塑性区[1]58。
这些区域的局部应力虽然没有超过破坏极限,但是基于断裂力学的低周疲劳理论[2]146:在交变载荷作用下容易在塑性区首先形成宏观裂纹,宏观裂纹在塑性区域内扩展至弹性交界处,并在弹性区中扩展,直至达到临界状态而最终突然断裂。
这类问题显然属于低周疲劳问题。
由于轮槽的破坏将导致整个转子报废,而且轮槽的应力超过屈服极限更多,所以在本研究中我们只关注轮槽的寿命。
国内研究者首先在航空发动机领域内研究了这类问题[3-4],认为燃气轮机由于启动停机形成了作用在涡轮轮盘上的周期性变化的离心力载荷。
镍基高温合金疲劳-蠕变寿命预测的临界面损伤方法
镍基高温合金疲劳-蠕变寿命预测的临界面损伤方法董成利;于慧臣【摘要】采用临界面损伤方法并耦合疲劳-蠕变寿命模型,通过适当的技术改进,分别对某型航空发动机650 ℃条件下涡轮盘用材料ZSGH4169高温合金和980 ℃条件下涡轮转子叶片用材料DZ125定向凝固高温合金的疲劳-蠕变寿命进行预测,并分别比较以Walls,Ccb,Swt,Glk,和Fin为参数的五种寿命模型的预测精度.算例的计算结果表明:对于ZSGH4169高温合金,以Walls临界损伤平面为参数的寿命模型预测效果较好,预测的结果与实验值相比基本落在±3倍分散带以内;而对于DZ125高温合金而言,以Glk临界损伤平面为参数的寿命模型预测效果较好,预测的结果与实验值相比基本落在±2.5倍分散带以内.%Adopting the classical critical plane damage method coupling fatigue-creep life models with adequate technique modification, the life predications of ZSGH4169 superalloy at 650 ℃and DZ125 superalloy at 980 ℃ were investigated to compare the predication accuracies of the five kinds of fatigue-creep life models,i.e.based on Walls, Ccb, Swt, Glk and Fin.The results of typical examples show that the fatigue-creep model based on Walls is the best forZSGH4169 superalloy at 650 ℃,and the predicted life falls within ±3 scatter band of the test data, while the fatigue-creep model based on Glk is the best for DZ125 superalloy at 980 ℃, and the predicted life falls within ±2.5 scatter band of the test data.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2017(037)004【总页数】8页(P69-76)【关键词】临界面损伤;疲劳-蠕变;寿命预测;定向凝固;相关系数【作者】董成利;于慧臣【作者单位】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;北京航空材料研究院材料检测与评价航空科技重点实验室,北京 100095;北京航空材料研究院先进高温结构材料重点实验室,北京 100095;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;北京航空材料研究院材料检测与评价航空科技重点实验室,北京 100095;北京航空材料研究院先进高温结构材料重点实验室,北京 100095【正文语种】中文【中图分类】TG132.3+2对机械零部件失效的统计表明,75%~80%属于疲劳破坏,这是抗疲劳设计成为现代设计重要组成部分的主要原因[1]。
涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性评估
涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性评估牟园伟;陆山【摘要】为评估涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性,考虑涡轮盘材料及载荷的分散性,采用响应面法与蒙特卡洛法相结合的方法,建立涡轮盘持久寿命可靠性分析模型。
对给定中间以上状态工作时间400 h的涡轮盘进行持久寿命可靠度计算,并考察应力松弛效应对涡轮盘持久寿命的影响。
在持久寿命可靠性分析的基础上,根据Miner线性累积损伤理论,对考虑蠕变损伤的涡轮盘低周疲劳寿命进行可靠性评估。
结果表明,该涡轮盘满足400 h持久寿命、寿命安全系数1.5,及1500周低周疲劳寿命、寿命安全系数2.0的使用要求。
%To predict the creep rupture and LCF life reliability of a turbine disk, considering the scatter of turbine disk material parameters and load parameters, using the response surface fitting and Monte-Carlo simulation technology, a creep rupture reliability life analysis model was constructed. The creep rupture probabilistic life of a turbine disk working 400 h was calculated. The influence of stress relaxation on the creep rupture probabilistic life was also analyzed. Based on the evaluated creep rupture reliability life and Miner linear cumulative damage theory, the creep/LCF probabilistic life was finally assessed. It turned out that the turbine disk met the design requirements of creep rupture life 400 h, safety factor 1.5 and LCF life 1 500 cycles, safety factor 2.0.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2015(000)003【总页数】6页(P13-18)【关键词】航空发动机;涡轮盘;可靠性;蠕变累积损伤;蒙特卡洛法;响应面法;应力松弛【作者】牟园伟;陆山【作者单位】中航空天发动机研究院有限公司,北京101304;西北工业大学动力与能源学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V232.3航空发动机各部件中,涡轮盘承受的离心载荷及热载荷最为苛刻。
一种基于连续损伤力学的低周疲劳寿命预测模型
一种基于连续损伤力学的低周疲劳寿命预测模型陈凌;张贤明;欧阳平【摘要】According to the basic conservation law of continuous media and continuum damage me-chanics,the decrease of effective bearing area caused by the material fatigue damage could be expressed as a function of mean strain.The low cycle fatigue damage evolution of the micro crack stage and the fatigue crack stage were analyzed.And then,a model for the life prediction of low cycle fatigue was es-tablished.Through low cycle fatigue experiments with smooth specimens of 31 6L steel at 420℃ under stress control,the damage evolution were described and the fatigue life prediction was carried out by the method mentioned above.Results show that the micro crack stage is the main stage of low cycle fatigue life consumption of material.And compared with the experimental data,it is found that the predicted results which are obtained by the sampling dataof different life periods are in good agree-ment with the experimental ones.%基于连续介质基本守恒定律和连续损伤力学,可将材料疲劳损伤造成的有效承载面积减小表示为平均应变的函数,在此基础上,按微裂纹阶段和疲劳裂纹阶段对材料低周疲劳的损伤演化进行了分析,并建立了一种低周疲劳寿命预测模型。
低周疲劳寿命预测模型分析
实验室研究与探索
RESEARCH AND EXPLORATION IN LABORATORY
Vol. 26 No. 10 Oct. 2007
低周疲劳寿命预测模型分析
郑 飞 , 何玉怀 , 苏 彬
(北京航空材料研究院 ,北京 100095)
摘 要 :综合分析了几种低周疲劳寿命预测模型 ,特别是对能量法则的寿命预测模型进行了讨论 。评述 了各种不同预测方法的基本假设 、特点和应用范围 。叙述了各种低周疲劳寿命预测模型的计算步骤 ,并 提出实际应用中应考虑的问题 。该文对低周疲劳寿命预测 ,尤其是对航空高温合金具有较大的工程参 考价值 。文中所论述的三参数能量预测模型具有易懂 、简捷的工程应用前景 。 关键词 :低周疲劳 ; 寿命预测 ; 能量法 中图分类号 : G642. 423 文献标识码 : A 文章编号 : 1006 - 7167 (2007) 10 - 0189 - 04
线三参数幂函数公式建立的方法 。
公式为 :
N f (ΔW - ΔW 0 ) m = c
(4)
ΔW
=
Δε in
·Δσ
=
Δε in
(σm ax
-
σ m in
)
(5)
式中 :ΔW 0 为疲劳极限 ;ΔW 0 , m , C 均为待定常数 。纯
当
Δε t
固定时
,各试样的疲劳寿命则不尽相同
,对于高
温合金的高温低周应变疲劳此种差异有时很大 ,三参
数幂函数公式无法反映存在这种差异的原因 。
(4) 三参数幂函数能量法 (3SE)
三参数幂函数能量法 ( 3SE) [ 3 ]综合 M anson2Coffin 方程 、拉伸滞后能损伤函数法的优缺点并基于 ε2N 曲
考虑服役微结构状态的镍基合金低周疲劳寿命预测方法
考虑服役微结构状态的镍基合金低周疲劳寿命预测方法谭龙;杨晓光;孙燕涛;范永升;石多奇【期刊名称】《推进技术》【年(卷),期】2022(43)2【摘要】定向凝固/单晶镍基合金在服役过程中受高温、外载和时间的复杂影响会发生微结构退化,从而导致其低周疲劳性能降低。
为了预测微结构退化镍基合金的低周疲劳寿命,探索材料微结构退化导致疲劳寿命缩短的机理,假定材料在标准热处理状态下承受更大载荷而不改变材料在给定载荷下的疲劳损伤机制和规律,基于连续损伤力学和应变能密度理论建立了考虑微结构状态的镍基合金寿命预测方法。
采用前期开展的微结构粗化/筏化DZ125镍基合金低周疲劳试验结果,对两种模型预测结果进行了验证。
结果表明:两种模型预测结果与试验结果相吻合,模型预测结果控制在±3倍分散带内。
考虑微结构状态的疲劳寿命预测方法能够有效地捕捉微结构粗化/筏化对合金低周疲劳寿命的劣化作用。
该方法将高温部件的疲劳性能评估在传统的载荷-寿命二维平面上增加了考虑时间作用的微结构退化维度。
【总页数】8页(P80-87)【作者】谭龙;杨晓光;孙燕涛;范永升;石多奇【作者单位】北京航空航天大学能源与动力工程学院;南昌航空大学飞行器工程学院;北京航空工程技术研究中心;北京航空航天大学航空发动机研究院;航空发动机结构强度北京市重点实验室【正文语种】中文【中图分类】V231.95【相关文献】1.基于晶粒尺寸的镍基高温合金低周疲劳寿命预测模型2.基于晶粒尺寸的镍基高温合金低周疲劳寿命预测模型3.镍基单晶合金复杂应力状态低周疲劳寿命预测4.复杂应力状态下镍基单晶合金低周疲劳寿命预测模型5.一种镍基单晶合金高温低周疲劳寿命预测方法因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。
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图 3 680e 疲劳寿命与应力范围的关 系 F ig. 3 L ow cyc le fatigue life vs stress range at 680e
Stra in /%
M ax.
0. 213 0. 05 0. 063
0 - 0. 525
0. 60 0. 037 0. 04 0. 032 0. 020 0. 063
0 0. 02 0. 03 0. 01 0. 02
M in.
1. 113 1. 1 1. 263 1. 30 0. 525 0. 60 0. 737 0. 80 0. 635 0. 53 1. 113 0. 45 0. 52 0. 59 0. 63 0. 7
Cy clic number
341 00 578 6 110 1 101 7 159 0 126 4 584 3 383 9 241 90 394 41 10 6 156 15 295 3 202 6 194 9 48 9
DD3单晶合金光滑试样在 680e 的疲劳寿命与 总应变范围及取向关系如图 2。从图中可以看出, 晶体取向对疲劳寿命的影响很大, [ 001] 取向寿命 最长, [ 011]取向次之, [ 111] 取向寿命最短。用总 应变范围的幂函数形式拟合疲劳寿命曲线, 相关系 数不大, 效果不好。用应力范围拟合疲劳寿命曲线 如图 3所示, 晶体取向对寿命的影响在很大程度上 被消除。分析原因, 是因为单晶合金的晶体取向不 同, 弹性模量相差很大, [ 111] 取向弹性模量最大, [ 001]取向弹性模量最小。由于应力参量考虑了弹 性模量, 从而在很大程度上消除了晶体取向的影响。 从图 3中可以看出, 应力范围与疲劳寿命之间呈幂 函数关系。
摘要: 在 680e 温度下进行 [ 001]、[ 011]和 [ 111]三种取向的 DD3单 晶合金光 滑试样非对 称循环载 荷低周 疲劳试
验, 结果表明, 晶体取向对 DD3单晶合金的 应变疲 劳寿 命有显 著的 影响, [ 001] 取向 寿命 最长, [ 111] 取向 寿命最
短。用晶体取向函数修正总应变 范围可以在很大程度 上消除 晶体取向 对疲劳 寿命的 影响。引入 参量 k表 示载荷
E hk l /E001 = f (A hk l )
( 1)
式中, f (A hk l ) 为取向函数。用取向函数对总应变范
围进行修正, 即:
$E = f (A hk l ) $E
( 2)
修正后的总应变范围拟合幂函数形式的疲劳寿
命曲线如图 4, 晶体取向对疲劳寿命的影响基本消
除, 相关系数 R = 0. 8769, 大于用应力范围拟合疲劳
利用低周疲劳试验数据 进行多元线性回归分析, 所有试验数据均落在 2. 6倍偏差的分布带内。
关键词: 镍基单晶合金; 非对称循 环载荷; 低周疲劳; 循环塑性应变能
中图分类号: V 231. 95; O346. 2
文献标识码: A
文 章编号: 1005-5053( 2006) 04-0006-05
镍基单晶高温合金因优越的高温强度性能, 已 被广泛用作先进涡轮航空发动机的叶片材料。作为 发动机的热端部件, 除了承受因高温引起的蠕变损 伤以外, 同时也会因承受发动机启动、停机产生的交 变载荷及温度变化而引起的低周疲劳 ( LCF ) 破坏。 特别是涡轮叶片根部的受力处于三维应力状态, 从 而产生多轴低周疲劳损伤。已有的研究表明, 镍基 单晶合金的弹性响应、屈服行为和流动行为等都强 烈地依赖晶体取向及温度, 它的高温低周疲劳寿命 还与载荷的循环类型相关 [ 1, 2] 。单晶涡轮叶片工作 时主要承受非对称循环载荷, 针对涡轮叶片的实际 工作状态, 进行在工作温度下叶片材料的低周疲劳 试验, 研究探讨相应的寿命预测方法很有必要。
疲劳损伤程度的函数。研究表明, 循环塑性变形及其 累积是造成低周疲劳损伤的基本原因, 循环塑性应变 能是描述疲劳损伤的一个重要参量。本章选用循环 塑性应变能作为损伤参量, 研究镍基单晶合金的低周 疲劳损伤问题, 提出一个各向异性疲劳损伤积累模 型, 并用试验结果进行验证。
1 试样制备与试验
试验所用 DD3 单 晶合 金的 密 度为 8200kg ∕ m3, 材料成分示于表 1。
图 1 低周疲劳光滑试样 F ig. 1 Smoo th spec im en fo r low cyc le fatigue
第 4期
非对称循环载荷下镍基单晶合金低周疲劳寿命预测
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试验设备为 MTS-810高温疲劳试验机, 试验温 度 680e , 温度变动范围小于 ? 5e , 加载波形为三 角波, 加载频率 0. 33H z。试验采用应变控制, 试样 标距 11. 5mm, 全部试验数据的记录均由计算机自 动完成。
试样 的 结 构 形 状 与 尺 寸 如 图 1。 试 样 编 号 GF 001-1表示光 滑试样, 取向为 [ 001] 的第 1 个试 样, 其余以此类推。经测量, 所有试样的取向偏离轴 线的角度均在 8b以内。
收稿日期: 2005-07-13; 修订日期: 2005-10-30 基金项目: 湖南省教育厅资助科研项目 ( 05A 047) 作者简介: 丁智平 ( 1956- ), 男, 博 士, 研 究员, 研究 方向 为机械结构强度、机械设计和优化设计, ( E-ma il) dzp0733@ sohu. com。
2 试验结果与分析
试验参数及疲劳试验结果示于表 2。表中的最 大应力和最小应力是当循环次数为 N f / 2时的值。
Spec im en
num ber
G F001-1 G F001-2 G F001-3 G F001-5 G F001-6 G F001-7 G F011-3 G F011-4 G F011-5 G F011-6 G F011-7 G F111-1 G F111-2 G F111-3 G F111-4 G F111-6
在大多数实际应用中, 工程构件承受一定程度
的结构约束, 在应力集中部位 这个问题尤其突 出。 在这些情况下, 根据表示约束加载情况的应变控制 条件考虑 疲劳构件的寿命更为 恰当 [ 9] 。为 此考虑
单晶合金任意方向 [ hk l]的弹性模量 E hk l与 [ 001] 方 向的弹性模量 E001之间的关系 [ 1]
3 循环塑性应变能
低周疲劳过程中, 材料每一次循环产生塑性变 形所消耗的能量等于它所对应的滞回环的面积, 称 为循环塑性应变能 $W p。不同的文献, 给出的 $Wp 表达式不同。根据上述影响单晶合金低周疲劳寿命 的主要因素, 可以认为循环塑性应变能 $W p 主要与
总应变范围 $E、取向函数 f (A hkl )和参量 k有关。由 于塑性变形过程中材料非线性效应的影响, 材料具 有复杂的循环硬化和循环软化现象, 其每一循环所
单晶合金叶片高温低周疲劳损伤研究概括起来 可以分为两类 [ 1~ 8] : 第一类是对各向同性材料的宏观 唯象疲劳寿命模型进行扩展, 构造一个取向函数以考 虑材料的各向异性和非线性影响; 第二类是基于材料 细观塑性理论, 研究材料特定滑移系的塑性滑移规律 而建立的晶体滑移疲劳寿命模型。近年来损伤力学 发展较快, 已成功用于蠕变和疲劳损伤过程的分析与 计算。采用损伤力学分析方法研究疲劳损伤问题, 关 键在于找到一个物理意义明确的损伤变量构造表征
消耗的塑性应变能并非总是常量, 而是随循环次数
N 的不同而发生变化, 即具有循环相关性 [ 11] 。假设
循环塑性应变能与循环次数之间的关系为:
$W p W N X
( 4)
Stra in
range / %
0. 90 1. 05 1. 20 1. 30 1. 05 1. 20 0. 7 0. 76 0. 603 0. 51 1. 05 0. 45 0. 50 0. 56 0. 62 0. 68
表 2 光滑试样低周疲劳试验
T ab le 2 Smoo th spec imen low cy cle fa tigue
Cycle strain
ra tio /R
0. 191 0. 045 0. 05
0 -1 -1 0. 05 0. 05 0. 05 0. 038 0. 057 0 0. 038 0. 051 0. 016 0. 029
Stress /M Pa
M in.
- 84. 72 - 218. 42 - 440. 08 - 377. 59 - 451. 37 - 882. 90 - 404. 78 - 585. 15 - 220. 55 - 92. 84 - 929. 23 - 181. 14 - 443. 93 - 506. 59 - 685. 60 - 653. 31
M ax.
889. 5 943. 2 896. 8 1010. 5 747. 9 660. 6 866. 8 847. 7 861. 1 854. 3 867. 8 1013. 0 1036. 7 1134. 1 1069. 4 1093. 0
Stress range
/M P a
974. 2 1161. 6 1336. 9 1388. 1 1199. 3 1543. 5 1271. 6 1 43 28 1081. 7 0947. 1 1797. 0 1194. 2 1480. 6 1640. 6 1755. 0 1746. 3
range a t 680e
为了观察非对称循环载荷的循环特性对疲劳寿
命的影响, 引入参量:
k = $R /2Rmax
( 3)
式中, Rm ax为峰值应力; $R 为应力范围。参量 k 与
疲劳寿命的关系如图 5。可见, 参量 k 与疲劳寿命