摘要：提出了一种面向可靠性设计的四参数随机疲劳极限模型,可针对小样本数据实现超高周疲劳(VHCF)应力-寿命(S-N)曲线处理。通过对航空用钛合金常规样本数超高周疲劳数据的拟合分析和对比验证了模型的准确性。同时,以某型航空发动机压气机叶片用TC17钛合金为研究对象,分别对室温(RT)和400℃小样本超高周疲劳数据进行了处理,得到了典型置信度和可靠度条件下的超高周疲劳强度估计值。结果表明:本文提出的四参数随机疲劳极限模型,能够通过少量的长寿命区试验数据获得材料超高周范围内发动机设计所需的疲劳强度估计值;相较于常用的升降法,基于本模型进行试验安排可大幅降低68%的试验量,为发动机材料的超高周疲劳强度评价提供方法支持。

摘要：从统计学基本概念和原理出发,对金属材料室温拉伸强度设计许用值的直接计算方法要素进行了简析,并对批产TC11钛合金棒材和锻件的室温设计许用值进行了计算与分析。结果表明:采用回归方法计算的TC11棒材不同规格系列设计许用值下限,比材料标准规定的S基准值下限更接近产品实际强度,不同规格抗拉强度的计算下限值比规定下限值高31~85MPa;采用不回归方法计算的TC11锻件抗拉强度设计许用值比锻件标准规定的S基准值低11MPa。计算的设计许用值比国内材料数据手册中TC11合金的A基准值高,棒材强度高1.5%~7.2%不等,锻件抗拉强度和屈服强度分别高3.9%和5.2%。

摘要：分别用微裂纹扩展模型、Manson-Coffin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DZ125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Manson-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Manson-Coffin方程的预测结果好。

摘要：讨论了影响钢制紧固件氢脆敏感性的主要因素。分析认为,设计上要充分考虑材料强度对氢脆敏感性的影响,尽量降低其强度水平;要采用合适的热处理工艺,以减少晶界脆化元素,抑制薄膜状碳化物的形成,从而获得氢脆敏感性小的显微组织;在加工及装配过程中,应尽可能避免在零件表面产生机械损伤;要采用低氢脆电镀工艺,必要时采用无氢脆的达克罗等涂覆方法;电镀后要采用合理的除氢工艺,进行严格除氢处理;对于重复使用件,在酸洗去除镀层后要先进行除氢处理,然后电镀,再除氢。

摘要：对开裂的TA15钛合金管材进行宏观检查,观察裂纹打开断口的宏微观形貌;对金相组织进行了研究,确定了该钛合金管材的失效模式,并对其开裂原因进行了分析。结果表明:TA15钛合金管材表面裂纹的产生,是由内表面局部短时超温形成的花斑和表面存在的残余拉应力的共同作用导致的。由于花斑的形成主要与热加工工艺过程中内表面的摩擦生热有关,所以在零件设计时应考虑钛合金零件设计的通用原则。

摘要：FGHxx系列合金是我国近年来成功开发的损伤容限型粉末高温合金,由FGH95到FGH99系列组成.通过合金化及优化后续的热处理工艺参数,以较低的成本有效地提高FGHxx高温合金服役温度下的强度、断裂韧性、疲劳裂纹扩展阻力.论文通过对比现有文献的研究结果,对FGHxx系列合金的微结构特征,SEM原位测试方法,疲劳小裂纹的萌生和扩展行为,疲劳裂纹扩展速率和门槛值、高温疲劳寿命分散性,疲劳寿命预测模型,损伤容限设计准则进行了分析与讨论.在此基础上,重点关注了典型的FGH96合金.利用原位扫描电镜观察技术,观察了其疲劳小裂纹萌生与扩展行为,结果显示:在室温和400℃下,FGH96合金的低周疲劳小裂纹初期萌生和扩展优先发生在晶界上,当小裂纹扩展长度大于2-3倍平均晶粒尺寸后发生混合断裂模式,强化相的化学元素组成和弥散位置会影响晶界强度进而影响断裂机制;分析了断口形貌,发现微结构差异尤其是孔洞和夹杂是FGH96合金寿命分散性强的主要原因;利用DFR(细节疲劳寿命)方法预测了FGH96合金的具有Weibull分布特征的寿命特征值;建立了考虑温度和缺口系数的FGH96合金的3维疲劳损伤容限(3D K-T)图.最后探讨了该领域急需解决的问题和未来可能的研究方向.

摘要：航空材料的缺陷容限性能是航空产品结构设计的重要依据。以直升机传动系统用TC4钛合金作为对象,开展材料冲击和划痕两种预损伤条件下的缺陷容限性能研究。选取缺陷容限设计典型缺陷尺寸参数制备疲劳试样并开展高周疲劳S-N曲线测试,结果表明:缺陷显著降低TC4钛合金的疲劳极限值,在相同缺陷深度条件下,划痕缺陷的缺陷影响系数Kflaw值为2.29,显著高于冲击坑缺陷的Kflaw值1.75。通过对典型试件断口进行分析,获得划痕和冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生和扩展规律。其中划痕缺陷失效以多源特征为主,萌生于划痕缺口根部;而冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生特征随疲劳加载应力变化,高应力下呈现多源特征,裂纹萌生于缺口表面,低应力下裂纹萌生于缺口次表面位置。

摘要：以具有空心气冷结构涡轮叶片用第二代镍基单晶高温合金DD6为研究对象,研究试样厚度对其超高周疲劳性能的影响。基于有限元方法结合实测设计了工作段厚度为0.5 mm的超高频振动疲劳薄壁试样,实测一弯共振频率达到1425 Hz左右,采用电磁振动台开展超高周疲劳实验,获取最高至10~9周次的疲劳S-N曲线,并开展与标准旋转弯曲疲劳、标准振动疲劳实验数据的对比分析。结果表明:DD6单晶高温合金的疲劳强度在10~7~10~9周次范围内下降约25%,薄壁试样高周疲劳强度和同材料标准旋弯疲劳强度基本一致,略低于标准振动疲劳强度;薄壁试样的裂纹在危险截面的表面萌生,呈线源特征,疲劳扩展区存在两个扩展平面,呈现类解理特征。

摘要：对DZ125定向凝固铸造镍基高温合金进行了同相位、反相位和-135°相位的550℃～1000℃热/机械疲劳试验研究。试验结果表明:同相位寿命曲线与反相位寿命曲线有一交点,-135°相位的热/机械疲劳寿命比同相位热/机械疲劳寿命与反相位热/机械疲劳寿命长。试样的微观断口分析显示了在热/机械疲劳试验中同时存在疲劳、蠕变和氧化损伤。对同相位、反相位和-135°相位热/机械疲劳循环应力响应行为进行了研究。用Manson-Coffin方程、微裂纹扩展模型和拉伸迟滞能(Ostergren)寿命预测模型对DZ125合金的热/机械疲劳寿命进行了预测(分散带为2倍左右)。

摘要：通过建立的高温涡轮叶片振动疲劳试验系统,实现了高温条件下对发动机涡轮叶片及材料振动疲劳试验的闭环控制,有效提升了试验的控制精度和测量精度。采用在试样表面粘贴高温应变计的方式,对试验件的高温振动应变进行直接测量,实现了高温条件下的振动应力标定。与传统替换法试验结果进行对比分析,结果表明二者所得结果具有明显差异。针对航空发动机单晶涡轮叶片开展了高温振动疲劳试验测试,通过升降法得到了该型叶片在800℃、2×107循环条件下对应的中值疲劳极限。试验结果满足发动机设计所需的置信度要求。