【摘 要】
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航空发动机火焰筒处于发动机的热端,在工作循环过程中受到的循环变化温度载荷将会使其受到热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.针对火焰筒受到载荷特征以及火焰筒的结构特征开展中心孔平板试样热疲劳试验以及热循环保载试验,研究热疲劳载荷条件下GH536平板试验的裂纹萌生及裂纹扩展规律,揭示热疲劳破坏失效机理.研究发现,随着试验中温度循环的上限温度的提升,裂纹的萌生寿命变短,
【机 构】
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北京航空航天大学 能源与动力工程学院 北京 100191
【出 处】
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中国航空学会第八届航空发动机可靠性学术交流会
论文部分内容阅读
航空发动机火焰筒处于发动机的热端,在工作循环过程中受到的循环变化温度载荷将会使其受到热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.针对火焰筒受到载荷特征以及火焰筒的结构特征开展中心孔平板试样热疲劳试验以及热循环保载试验,研究热疲劳载荷条件下GH536平板试验的裂纹萌生及裂纹扩展规律,揭示热疲劳破坏失效机理.研究发现,随着试验中温度循环的上限温度的提升,裂纹的萌生寿命变短,裂纹的扩展速率变大.并且在不同上限温度的试验中,裂纹萌生方式皆为穿晶断裂,裂纹扩展方式皆为沿晶断裂.
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