[发明专利]一种高温合金高温下疲劳裂纹扩展门槛值的测试方法

说明书

本发明属于疲劳裂纹扩展技术领域，具体为一种高温合金高温下疲劳裂纹扩展门槛值的测试方法。上述方法包括如下步骤：预制试样；在室温下进行第一次裂纹预制，释放缺口处残余应力；采用高温炉对试样进行加热，达到测试温度后保温，并在高温下再次预制裂纹；采用逐级降力法测定升降对的门槛值ΔK；降载荷至裂纹不扩展状态，此时对应的ΔK_i与上一级应力下的ΔK_i‑1进行配对，（ΔK_i+ΔK_i‑1）/2为该升降对的门槛值ΔK；获得对应裂纹不扩展的点后，升载荷使得裂纹尖端重新开始扩展，重复上述步骤，直至满足置信度要求，升降对的门槛值的平均值即为试样该试验条件门槛值。本申请能够降低裂纹面氧化造成氧化物诱导的裂纹闭合的影响，从而使测试结果更加可靠。

技术领域

本发明属于疲劳裂纹扩展技术领域，具体为一种高温合金高温下疲劳裂纹扩展门槛值的测试方法。

背景技术

损伤容限是从20世纪70年代开始发展并逐步应用的一种现代疲劳断裂控制方法。美国民航局早在1978年就在民航法规FAR 25.571中增加“损伤容限”设计规定，目前国内外现役飞机结构的修检、先进飞机设计都采用了这种设计准则。在损伤容限设计中，材料的疲劳裂纹扩展门槛值ΔKth（以下简称“门槛值ΔKth”）是一项非常重要的性能指标，其直接影响了飞机检修间隔以及临界裂纹长度。对于广泛应用于航空结构的铝合金、钛合金与结构钢，主要参照ASTM E647-15e1、GB/T 6398-2017等测试标准测定门槛值ΔKth，其定义为在降力或降K试验中，疲劳裂纹扩展速率接近于零或裂纹停止扩展时对应的裂纹尖端应力强度因子范围。通常认定疲劳裂纹扩展速率等于10^-7mm/cycle所对应的应力强度因子范围值为合金该条件下ΔKth。但现行标准适用于室温环境下，对于高温环境下尚无规范、系统的方法。

对于航空发动机而言，以损伤容限为基础的发动机寿命控制方法也是未来发动机修检、新发动机设计的发展方向。但由于发动机服役时存在温度场耦合，加之发动机转子、榫槽、叶片等复杂的结构，与飞机相比服役条件更加复杂，因此损伤容限在航空发动机领域工程应用开展迟缓。其中，由于材料高温下断裂性能测定困难，发动机损伤容限设计尚缺乏大量、可靠的基础数据。对于航空发动机的关键材料—高温合金，已有研究显示在高温时由于高温合金自身的蠕变效应及高温造成的裂纹面氧化造成氧化物诱导的裂纹闭合等因素综合影响，在疲劳裂纹扩展速率在10^-6mm/cycle时，其裂纹扩展速率迅速下降，甚至裂纹停止扩展。因此室温下门槛值ΔKth测定方法无法拓展至高温下，亟需建立一套可靠、可行的高温门槛值ΔKth测定方法。

疲劳裂纹扩展门槛值是反映含裂纹缺陷构件抗断裂性能的一个重要指标，为含裂纹结构的无限寿命设计及变幅载荷下不产生疲劳损伤的小载荷截取提供可靠依据。其疲劳裂纹扩展门槛值数据缺失对高温合金在涉及到高温长时服役的航空、航天等领域的使用存在较大影响。

发明内容

本发明旨在针对目前常用测试技术的不足，提供一种高温合金高温下疲劳裂纹扩展门槛值的测试方法，以建立一套可靠、可行的高温门槛值ΔKth测定方法。

为达到上述目的，本发明主要提供如下技术方案：

一种高温合金高温下疲劳裂纹扩展门槛值的测试方法，包括如下步骤，

步骤1，预制试样；

步骤2，在室温下进行第一次裂纹预制，释放缺口处残余应力，且形成贯穿裂纹以避免高温下产生角裂纹或两侧裂纹偏离；

步骤3，采用高温炉对试样进行加热，达到测试温度后保温，并在高温下再次预制裂纹，使得Δa=0.4~0.6mm；