摘要：疲劳裂纹萌生与短裂纹扩展研究是航空发动机构件损伤容限设计的关键和基础。针对航空发动机涡用GH4133B合金,开展室温下不同缺口半径、不同应力比的疲劳裂纹萌生和短裂纹扩展研究,结果表明控制参量ΔKI/（rρ）0.5可较好地表征疲劳裂纹萌生寿命,且随控制参量值的增大,缺口半径对疲劳裂纹萌生寿命的影响增大,而疲劳裂纹萌生寿命随应力比的增大呈先增后减趋势。采用有效应力强度因子范围ΔKeff,能较好地描述短裂纹扩展速率随裂纹扩展先减速后加速的特性。疲劳失效断口的扫描电镜观测表明,短裂纹扩展区的放射性条纹之间存在解理台阶,且解理台阶上有早期疲劳条带,从而从断裂表面形貌分析角度,揭示了GH4133B合金在疲劳裂纹扩展初期速率较高,而后扩展速率逐渐下降的短裂纹扩展微观机理。

关键词：涡 疲劳裂纹萌生 短裂纹扩展 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 空军航空大学航空理论系 长春130022 中国航空工业集团黎阳航空发动机公司 安顺561102