DZ125/GH4169接触对微动疲劳机理研究

作     者：秦钰岭 

作者单位：南京航空航天大学 

学位级别：硕士

导师姓名：张宏建

授予年度：2022年

学科分类：082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 080102[工学-固体力学] 0801[工学-力学（可授工学、理学学位）] 

主      题：微动疲劳 异种材料接触对 榫接结构 原位试验 表面参数 

摘      要：微动疲劳是连接结构的主要失效模式之一,广泛存在于航空发动机中两个或更多互相配合的部件接触对中,如涡轮盘与涡轮叶片的榫接结构极易发生微动疲劳,且由于涡轮盘与涡轮叶片的使用材料不同,显著增加了其微动疲劳机理研究的复杂性。本文首先利用原位SEM试验技术,开展了以DZ125为主要材料的同种和异种材料接触对的榫接结构微动疲劳原位试验,揭示了同种和异种材料接触对在不同温度下的微动疲劳机理;然后针对DZ125/GH4169接触对单卡头式结构进行了不同温度、不同循环数下的微动疲劳试验,分析了接触面表面参数随微动疲劳循环数和温度的变化规律;最后建立了基于非线性累积损伤理论的榫接结构微动疲劳裂纹萌生和寿命预测模型,并进行了试验验证。主要研究内容和结论如下:(1)开展了DZ125/DZ125同种材料接触对的榫接结构微动疲劳原位试验,揭示了其微动疲劳机理。研究表明:接触对主裂纹总是萌生于榫槽的接触区下边缘附近,萌生角度在40°-50°之间,扩展方向逐渐趋近于垂直接触面方向;与主裂纹异侧的接触区会在一段时间后产生新的裂纹,榫头和榫槽均有产生可能;裂纹的初始萌生点附近可能还会萌生多条裂纹,但一个区域中只会有一条裂纹处于持续扩展状态,其它裂纹则变化不大;裂纹扩展速度大体呈先慢后快最后瞬断的趋势,两侧的裂纹扩展速度峰值总是交替出现;磨损最严重的位置位于接触区下边缘附近,这也是滑移线最集中且主裂纹萌生的区域。(2)开展了DZ125/GH4169异种材料接触对的榫接结构微动疲劳原位试验,揭示了DZ125/GH4169异种材料接触对的微动疲劳机理。试验发现:接触对的主裂纹萌生位置和萌生角度与DZ125/DZ125接触对相似,但后续的过程中,与DZ125/DZ125接触对可在榫头和榫槽上有新裂纹产生的现象不同,DZ125/GH4169接触对主要在榫槽上产生新的裂纹,这表是由于GH4169的硬度小于DZ125,导致GH4169的寿命更易受微动疲劳影响;GH4169榫槽上主裂纹的扩展方向在进入快速扩展阶段后很不规则,有沿晶界扩展的趋势,但DZ125榫槽上主裂纹的扩展方向则始终垂直于接触面。(3)开展了DZ125/GH4169接触对单卡头式微动疲劳试验,分析了不同温度、不同循环数下试验件接触面的表面硬度、表面粗糙度和表面形貌等参数随微动疲劳寿命的变化规律。研究表明:表面粗糙度整体随微动疲劳寿命的增加而减小,温度相对较低时,温度对接触面表面粗糙度的影响更大,而温度相对较高时,接触面的表面粗糙度受试件工作循环数的影响比受温度的影响更大;表面硬度随微动疲劳寿命的增加而减小,但室温下减小程度很小,而高温下的减小程度则相对更大;不管何种工况下,接触面边缘都能明显观察到一条犁沟,且试件的断裂位置也位于此处,表明在接触面边缘产生了很大的应力集中现象,这也和和原位试验中观察到的现象相同。(4)以基于非线性累积损伤理论的微动疲劳寿命模型为基础,通过ABAQUS有限元分析软件进行仿真计算,并依据Chaboche弹塑性疲劳损伤本构模型进行DZ125和GH4169的参数拟合,利用所得参数进行针对DZ125/DZ125和DZ125/GH4169接触对的基于累积损伤理论的榫接结构微动疲劳裂纹萌生和寿命预测。裂纹的萌生位置、萌生角度和扩展方向和试验结果吻合良好,计算得到的损伤参量D随时间的变化规律与裂纹萌生速度的整体规律相似,萌生寿命的预测结果也在二倍误差带内,从而验证了该模型预测的有效性。