摘要：材料的疲劳寿命由裂纹形成寿命和扩展寿命两部分组成。针对航空发动机涡用GH4133B合金,进行室温下不同应力比的疲劳裂纹扩展试验,测试疲劳裂纹扩展门槛值。Paris公式回归分析结果表明,裂纹扩展速率随应力强度因子和应力比的增大而增大,含门槛值的修正Paris公式能精确描述疲劳裂纹扩展行为。利用光学显微镜在线观测裂纹扩展路径,并利用扫描电镜考察试样断口微观形貌。结果发现,随应力强度因子增大,裂纹扩展路径由平直变得曲折。在疲劳裂纹萌生区、稳定扩展区和快速扩展区,断裂表面依次呈现为解理断裂、疲劳条带和沿晶韧窝混合断裂模式。基于断口反推理论反推载荷和裂纹扩展方程,结果表明,利用反推方程预测疲劳裂纹的扩展,可有效防范疲劳断裂的发生。

关键词：涡 疲劳 裂纹扩展 应力比 断口分析 

单位：湘潭大学土木工程与力学学院 湘潭411105 中国航空工业集团黎阳航空发动机公司 安顺561102 中航工业沈飞民用飞机有限责任公司工程研发中心 沈阳110013