论文部分内容阅读
对航空发动机、重型燃机等热端部件高温合金的性能要求日益提高,意味着热端部件需要在越来越高的温度下服役,这对高温合金的疲劳性能提出了更高的要求。因此充分认识高温合金在服役温度范围温度对疲劳裂纹扩展行为的影响规律呈现何种方式,以及导致此规律的主导机制,是一个急需关注的问题。为此,本文系统研究了高温合金疲劳裂纹扩展行为的温度影响规律和本质原因,并由此就长期服役的累积损伤进行了研究,为合金在高温下的损伤容限设计提供了重要的实验和理论依据。通过对粉末高温合金(FGH4097、FGH4098和FGH4096)及变形高温合金(GH4738、GH4720Li)在宽温度范围(室温～800℃)内的大量疲劳裂纹扩展实验数据的分析,表明了随温度增加疲劳寿命并非呈线性下降。明确了镍基高温合金在服役温度范围的高温段都存在一个拐点温度,在各自的拐点温度附近,表现出疲劳裂纹急速扩展、疲劳寿命快速下降的共性现象。通过断口特征、裂纹扩展方式和裂纹尖端损伤区特征的观察分析,阐述了拐点温度时疲劳裂纹急速扩展的主要原因,表观表现为断口特征从穿晶向沿晶断裂转变,实质为明显呈现沿晶断裂特征的转折点对应的应力强度因子ΔKT的快速下降所致,即高温加剧了晶界氧化损伤,使得晶界强度急速下降。同时给出了保载时间、应力和晶粒取向差、晶界处析出相特征等对晶界氧化的影响规律。借助第一性原理,从理论上计算分析了氧致晶界脆化的作用机理。进而定量表征了疲劳力学损伤分量和晶界损伤相关分量对疲劳裂纹扩展的贡献,提出了两损伤分量相交点——等损伤载荷ΔKe的表征方法,给出了纯疲劳条件裂纹扩展过程的等损伤载荷ΔKe(F-O)和疲劳-保载条件下的ΔKe(F-GB)表达式。进一步揭示了导致裂纹急速扩展的出现和存在从根本上是由于等损伤载荷点快速下降至起裂点所致。结合GH4738合金长期时效及采集不同服役年限的烟气轮机GH4738动叶片,室温测试的疲劳裂纹扩展结果表明,沿晶断裂转折点ΔKT能够表征高温合金长期时效和长期服役合金的损伤累积程度。进而提出长时服役累积损伤导致寿命折损的评估方法。经长时时效和实际服役烟气轮机动叶片的评估分析,提出的寿命折损评估方法具有理论依据和实际可操作性,尤其对烟气轮机动叶片服役寿命损伤评估具有可行性。综上,本文采用多种实验和理论计算的方法,明确了镍基高温合金服役温度范围高温段存在疲劳裂纹急速扩展的共性,揭示了现象存在的本质原因和主导机制的贡献,并在此基础上提出了长期服役损伤累积和寿命折损的评估方法,为镍基高温合金热端部件的安全服役和寿命评估提供了依据及可行的分析方法。