涡轮盘是航空发动机上的一个非常重要的承载部件,其工作温度略低于涡轮叶片的工作温度,但工作中的应力状态非常复杂。由于涡轮盘本身构造的复杂性,以及工作中的高速旋转状态,其轮心、腹板、轮缘榫齿以及槽底等各个部位所受温度、应力和介质腐蚀作用程度均不相同。为此,涡轮盘用材料性能需具备如下条件:较高的屈服强度、抗拉强度以及足够的塑性储备;足够的持久强度、蠕变和塑性;优越的抗疲劳性能;良好的耐腐蚀性能和稳定的组织性能。镍基高温合金GH4133B是在GH4133合金基础上添加适量的Mg和Zr微合金化而制成的改型合金。GH4133B合金消除了GH4133合金750oC以上存在的缺口敏感性,使材料的使用寿命成倍增加,大幅提高了持久强度和塑性。因此,在航空选材中选用GH4133B作为航空发动机的涡轮盘用材料。本文以GH4133B合金为研究对象,开展该型合金常温力学性能的稳定性与可靠性、疲劳损伤机理、裂纹扩展行为的理论与实验研究。主要研究内容和结论如下:1.介绍了金属材料的疲劳行为,分析了金属疲劳各个阶段的形成和宏微观特性。在对国内外金属疲劳研究进展进行简要回顾的基础上,总结了金属疲劳的损伤宏微观描述方法、疲劳损伤基本模型以及疲劳断口形貌分析。2.材料的可靠性和稳定性是结构安全性评估的基础。针对航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,分别进行拉伸、冲击、布氏硬度实验,获得622组基本力学性能实验数据,并对实验数据进行统计分析。对GH4133B合金的拉强度σb、屈服强度σ0.2、延伸率δ5、断面收缩率ψ、布氏硬度HB以及冲击韧性αk进行正态分布分析,并采用D检验法进行检验,然后应用平均数全距控制图方法,检测不同测试时间段GH4133B合金力学性能参数的稳定性。分别利用双参数Weibull统计分析法和三参数Weibull统计分析法,考察GH4133B合金力学性能的整体稳定性和可靠性。统计分析结果表明,GH4133B合金力学性能参数基本符合正态分布,且具有周期稳定特性。对于GH4133B合金的可靠性评估,宜采用三参数Weibull分布。GH4133B合金的整体稳定性和可靠性均符合使役要求。3.疲劳是导致工程结构或构件断裂的主要原因。针对航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,进行疲劳以及疲劳损伤演变的测定实验,开展疲劳损伤和疲劳断裂机理的研究。测量GH4133B合金的疲劳极限,并考察电阻变化与疲劳周次之间的关系。对实验数据进行回归与概率统计分析,获取理论疲劳极限与P-S-N关系表达式,推导电阻变化率表征的损伤演化方程。结果表明,GH4133B合金的理论疲劳极限与实测疲劳极限吻合较好,修正Chaboche损伤模型能较精确地预测GH4133B合金的疲劳损伤。应用扫描电子显微镜对疲劳断口进行微观分析。由断口形貌分析可知,GH4133B合金疲劳源区呈混合断裂模式,断面上出现二次裂纹。扩展区呈现出典型的疲劳条带,且在较低应力幅值下可观察到脆性疲劳条带。瞬断区呈准脆性断裂模式,且韧窝的尺寸和数量随应力幅值的增加而减小。4.材料的疲劳寿命由裂纹形成寿命和扩展寿命两部分组成。针对航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,进行室温下不同应力比的疲劳裂纹扩展实验,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,含应力比的一般表达式对于描述低应力强度因子范围内疲劳裂纹扩展规律具有较好的精度。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,裂纹扩展路径由直线变为曲线。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。