【摘 要】
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采用临界面损伤方法并耦合疲劳-蠕变寿命模型,通过适当的技术改进,分别对某型航空发动机650℃条件下涡轮盘用材料ZSGH4169高温合金和980℃条件下涡轮转子叶片用材料DZ125定向
【机 构】
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北京航空材料研究院航空材料检测与评价北京市重点实验室,北京航空材料研究院材料检测与评价航空科技重点实验室,北京航空材料研究院先进高温结构材料重点实验室
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采用临界面损伤方法并耦合疲劳-蠕变寿命模型,通过适当的技术改进,分别对某型航空发动机650℃条件下涡轮盘用材料ZSGH4169高温合金和980℃条件下涡轮转子叶片用材料DZ125定向凝固高温合金的疲劳-蠕变寿命进行预测,并分别比较以Walls,Ccb,Swt,Glk,和Fin为参数的五种寿命模型的预测精度。算例的计算结果表明：对于ZSGH4169高温合金,以Walls临界损伤平面为参数的寿命模型预测效果较好,预测的结果与实验值相比基本落在±3倍分散带以内;而对于DZ125高温合金而言,以Glk临
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