Содержание к диссертации
Введение
1 Анализ состояния вопроса
1.1 Анализ системы технического обслуживания авиационных ГТД 12
1.2 Анализ и основные проблемы надежности авиационных ГТД 14
1.2.1 Определение наиболее повреждаемого узла авиационного ГТД. Анализ основных дефектов 17
1.2.2 Анализ возможных мероприятий направленных на устранения дефектов на рабочих и сопловых лопатках 21
1.3 Характеристика исследуемых материалов 23
1.3.1 Основные материалы, применяемые для изготовления лопаток турбин 23
1.3.2 Химический состав, структура, термическая обработка и свойства жаропрочных сплавов на никелевой основе 26
1.3.2.1 Химический состав 26
1.3.2.2 Структура 27
1.3.2.3 Термическая обработка и свойства жаропрочных сплавов на никелевой основе 29
1.3.3 Структурные превращения в жаропрочных сплавах на нике
левой основе 30
1.4 Основные методы оценки степени повреждаемости материала жаропрочных сплавов 31
1.5 Выбор и описание объекта исследования 40
1.5.1 Определение интервала наработки до появления тепловых повреждений на рабочих лопатках турбины. Характерные особенности дефекта 46
1.5.2 Влияние изменения структуры материала ЖС6У на сопротивление усталости рабочей лопатки турбины 48
1.5.3 Влияние изменения структуры материала на длительную прочность лопаток турбин 49
1.5.4 Анализ структурных и фазовых превращений сплава ЖС6У в процессе эксплуатации 51
1.5.5 Изменение физико-механических свойств сплава ЖС6У в процессе эксплуатации 53
1.5.6 Основные закономерности поведения сплава ЖС6У в процессе эксплуатации 57
1.6 Цели и задачи исследования 59
1.7 Выводы по главе 1 60
2 Анализ теплонапряженного состояния модели рабочей лопатки турбины авиационных двигателей серии Д 30
2.1 Анализ теплового состояния рабочей лопатки турбины 63
2.2 Анализ напряженно-деформированного состояния рабочей лопатки турбины 65
2.3 Расчетный анализ возможного изменения напряженно деформированного, теплового и частотного состояния рабочей лопатки 1-й ступени турбины в зависимости от изменения эффективного модуля Юнга материала 67
2.3.1 Анализ теплового состояния в зависимости от эффективного модуля Юнга материала лопатки 68
2.3.2 Анализ напряженно-деформированного состояния в зависимости от эффективного модуля Юнга материала лопатки 69
2.3.3 Анализ частот собственных колебаний в зависимости от эффективного модуля Юнга материала лопатки 76
2.4 Выводы по главе 2 79
3 Экспериментальное исследование влияния температурно-временных параметров обработки никелевого сплава ЖС6У и термоциклирования на его структуру и упругие свойства
3.1 Методы измерения модуля Юнга металлических материалов 81
3.2 Экспериментальное оборудование и методика измерения упругих свойств материала рабочей лопатки турбины 83
3.2.1 Установка для определения модуля нормальной упругости поверхностных слоев металлических материалов методом соударения 83
3.2.2 Установка для определения модуля нормальной упругости металлических материалов при испытании на растяжение 87
3.3 Материал, оборудование и режимы термической обработки экспериментальных образцов 89
3.3.1. Геометрические параметры экспериментальных образцов 91
3.4 Методика проведения экспериментов, оборудование, режимы имитационных нагревов 93
3.4.1 Методика исследования модуля Юнга плоских образцов методом соударения 93
3.4.2 Методика исследования модуля Юнга цилиндрических образцов при испытании на растяжение 95
3.4.3 Методика исследования модуля Юнга цилиндрических образцов при испытании на растяжение после термоциклического воздействия, экспериментальное оборудование 96
3.5 Результаты испытаний 106
3.5.1 Метод соударения 106
3.5.2 Испытание на растяжение 108
3.5.3 Испытание на растяжение после термоциклического воздействия 109
3.6 Анализ полученных экспериментальных данных и их обсуждение „111
3.6,1 Методика статистической обработки результатов экспериментальных данных 111
3.6.1.1 Испытание методом соударения 117
3.6.2 Испытание на растяжение 119
3.6.2.1 Без термоциклического воздействия 119
3.6.2.2 С термоциклическим воздействием 121
3.6.3 Анализ полученных микроструктур 123
3.7 Выводы по главе 3 128
4 Разработка методики оценки повреждаемости материала рабочих лопаток турбин
4.1 Анализ частот собственных колебаний модели рабочей лопатки турбины 132
4.2 Разработка методики оценки структурной повреждаемости материала лопаток турбин 137
4.3 Экспериментальное исследование влияния повышенной температуры на частоту собственных колебаний рабочей лопатки турбины 141
4.4 Выводы по главе 4 146
Залючение 147
Список использованных источников 150
- Определение наиболее повреждаемого узла авиационного ГТД. Анализ основных дефектов
- Изменение физико-механических свойств сплава ЖС6У в процессе эксплуатации
- Анализ напряженно-деформированного состояния в зависимости от эффективного модуля Юнга материала лопатки
- Методика исследования модуля Юнга цилиндрических образцов при испытании на растяжение после термоциклического воздействия, экспериментальное оборудование
Введение к работе
Увеличение ресурса и повышение надежности авиационных двигателей определяется не только совершенствованием качества изготовления и ремонта его основных деталей и узлов, но и, в значительной мере, комплексом методов, направленных на анализ их технического состояния. С внедрением системы эксплуатации авиационных двигателей по техническому состоянию на первое место выходят так называемые естественные или «износовые» дефекты. В связи с этим на первое место выходит поиск объективных количественных показателей работоспособного состояния материала деталей ГТД и на их основе совершенствование старых и разработка новых методов контроля.
Одним из эффективных способов поддержания высокой надежности авиационной техники и увеличения сроков ее службы является обязательное применение на этапах производства, эксплуатации и ремонта различных методов неразрушающего контроля важнейших деталей и узлов. В настоящее время разработано большое число методов, каждый из которых используется для решения ограниченного числа задач. В основе каждого метода заложено то или иное физическое явление или измерение какой-либо определенной величины, являющейся характеристикой определенного процесса, происходящего в объекте диагностирования. Такими показателями в настоящее время являются: электрическая проводимость, характер распространения ультразвуковых волн, магнитные поля, различие в поглощении радиации и т. д.
Наиболее повреждаемым узлом авиационного двигателя является турбина, а именно рабочие и сопловые лопатки, изготовленные из жаропрочных сплавов на никелевой основе. Жесткие условия работы, связанные с воздействием на них высоких температур и переменных напряжений вызывают в материале лопаток необратимые структурные изменения, ухудшающие их эксплуатационные характеристики, приданные
термической обработкой. Одним из показателей качества материала лопаток с точки зрения структуры является количество и морфология у'-фазы.
Существующий метод контроля структурного состояния материала лопаток имеет ряд недостатков. Во-первых, метод контроля является разрушающим, микроструктура изучается на шлифах. Во-вторых, метод является субъективным, состояние структуры сравнивается с эталонами и зависит от опыта исследователя. В настоящее время связь структурного состояния материала лопаток турбин из жаропрочных сплавов на никелевой основе с работоспособностью изделия изучена недостаточно, поэтому научные исследования в данном направлении являются практически значимыми и актуальными. Не вызывает сомнений, что упругие свойства сплава относятся к числу наиболее важных физико-механических показателей и входят во все расчеты на прочность, жесткость и термостойкость элементов конструкции. Рядом исследований показано, что модуль Юнга любого материала, являясь показателем сил межатомного взаимодействия, изменяет свое значение в достаточно широких пределах, при приложении к материалу различных воздействий (тепловых, деформационных и т. д.). Модуль Юнга является комплексной характеристикой материала позволяющей по его значению определить другие физические величины. Поэтому задачи, рассматриваемые в данной работе, направлены на разработку методики оценки комплексной структурной повреждаемости материала лопаток турбин на основе исследования поведения эффективного модуля Юнга.
Цель работы. Разработка методики оценки комплексной структурной повреждаемости материала лопаток турбин на основе исследование влияния эксплуатационных нагревов на упругие свойства и структуру никелевого сплава ЖС6У.
Для достижения поставленной цели в рамках данной исследовательской работы решались следующие научно-технические задачи.
Проанализировать методом конечных элементов тепловое и напряженно-деформированное состояния рабочей лопатки, расчетным путем определить объемную долю поврежденной структуры материала и смоделировать ее влияние на частоту собственных колебаний лопатки с учетом изменения упругих свойств материала,
Экспериментально исследовать влияние технологических режимов обработки и эксплуатационных параметров термоциклического воздействия на структуру и упругость сплава ЖС6У.
Разработать технические решения по совершенствованию методики контроля структурного состояния материала лопаток турбин авиационных двигателей.
Разработать методику оценки комплексной структурной повреждаемости лопаток турбин из сплава ЖС6У на основе использования экспериментальных методов и методов численного моделирования.
Научная новизна работы.
Предложено в качестве показателя комплексной структурной повреждаемости лопаток из жаропрочных никелевых сплавов равноосной кристаллизации использовать упругую характеристику материала — эффективный модуль Юнга.
Установлена зависимость между условиями нагревов сплава ЖС6У и эффективным модулем Юнга. Получена регрессионная зависимость для определения эффективного модуля Юнга в зависимости от изменения микроструктуры лопаток после различных режимов эксплуатационных нагревов.
Разработана методика по совершенствованию оценки структурной повреждаемости материала лопаток турбин, в основе которого лежит зависимость между эффективным модулем Юнга, структурой и частотой собственных колебаний, при этом показана необходимость обязательного учета величины поврежденной зоны.
Практическая ценность работы.
Разработанные в диссертационной работе теоретические и экспериментальные зависимости, позволяют проводить комплексную оценку структурной повреждаемости жаропрочных сплавов (изменение у'-фазы, микротрещины, поры, другие внутренние дефекты) по изменению эффективного модуля Юнга.
Для оценки комплексной структурной повреждаемости показана возможность использования частоты собственных колебаний рабочей лопатки, зависящей от эффективного модуля Юнга материала.
Предложенная уточненная методика контроля способствует накоплению значительного статистического материала связанного с частотными характеристиками лопаток и структурой сплава, на основании которого возможно дальнейшее развитие старых и разработка новых методов контроля и диагностики деталей из жаропрочных сплавов, где показателем структурной повреждаемости выступает эффективный модуль Юнга.
Автор защищает.
Методику оценки комплексной структурной повреждаемости материала лопаток турбин, основанную на экспериментальном исследовании эффективного модуля Юнга.
Результаты экспериментального и компьютерного моделирования комплексной структурной повреждаемости материала лопаток турбин, реализованного в пакете прикладных программ ANSYS.
Апробация результатов работы.
Предложенная методика оценки, теоретические и
экспериментальные результаты, полученные в рамках диссертационной работы прошли производственное опробование на ОАО «НПО «Сатурн». Отдельные результаты работы докладывались на: IV Международной научно-технической конференции «Производственные технологии и качество продукции)) (г. Владимир 2001 г.); Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмические технологии и образование на рубеже веков))
(г. Рыбинск 2002 г,); Российской научно-технической конференции «Новые материалы, прогрессивные технологические процессы и управление качеством в заготовительном производстве» (г. Рыбинск 2002 г.); XXIX Конференции молодых ученых и студентов (г. Рыбинск 2005 г.). Полностью работа докладывалась на научных семинарах кафедры «Технология авиационных двигателей, общего машиностроения и управления качеством» РГАТА им. П. А. Соловьева и обсуждалась на кафедре «Материаловедения» МГТУ им. Н. Э. Баумана.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 6 печатных работ.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка использованных источников из 117 наименований. Общий объем диссертации 174 страницы, она содержит 83 рисунка, 26 таблиц и 7 приложений.
Во введении обосновывается актуальность решаемой в диссертации проблемы, изложены научная новизна и практическая ценность.
В первой главе проведен анализ технического обслуживания авиационных двигателей, проведено статистическое исследование основных дефектов и вытекающих из этого проблем. Установлен объект исследования. Выполнен анализ производственных и литературных данных о материалах, используемых для изготовления деталей горячей части авиационных ГТД, рассмотрены основные методы и показатели повреждаемости материала деталей горячей части в процессе эксплуатации, обозначено направление научной деятельности. Сформулированы цель работы и задачи исследования.
Вторая глава посвящена анализу теплонапряженного состояния и частот собственных колебаний лопатки турбины с учетом изменения свойств материала в зоне с измененной структурой, определяемой эффективным модулем Юнга. Установлены возможные этапы деградации структуры на лопатках турбины в зависимости от теплового состояния при нормальном режиме работы двигателя и забросах температуры в процессе эксплуатации.
В третьей главе представлены результаты экспериментального исследования влияния температурно-кинетических параметров на изменение эффективного модуля Юнга сплава ЖС6У. Проведено обоснование выбора методов и средств экспериментального исследования и статистическая обработка полученных экспериментальных данных, микроструктур и анализ полученных результатов.
В четвертой главе предложена методика комплексной структурной повреждаемости материала лопаток турбин из жаропрочных никелевых сплавов. На реальных лопатках проведено сопоставление результатов расчетных и экспериментальных данных.
В заключении приведены основные выводы и результаты.
Автор выражает благодарность доктору технических наук, профессору кафедры «Материаловедение» МГТУ им. Н. Э. Баумана Тарасенко Людмиле Васильевне за помощь и ценные замечания, оказавшие влияние на написание окончательного варианта данной диссертационной работы.
Определение наиболее повреждаемого узла авиационного ГТД. Анализ основных дефектов
Как показал проведенный выше анализ по распределению отказов между узлами и системами, наибольшее число неисправностей приходится на турбину двигателя. Это и следовало предполагать, т. к. условия работы деталей и узлов турбины двигателя являются самыми напряженными, с точки зрения температурных и силовых нагрузок. Как уже было отмечено ранее, с внедрением системы эксплуатации двигателей по техническому состоянию на первое место выходят так называемые естественные или «износовые» дефекты.
Основные дефекты деталей турбины связаны с тепловыми повреждениями рабочих и сопловых лопаток. Большое разнообразие факторов, влияющих на несущую способность лопаток, а именно: высокий уровень напряжений от действия газовых сил и сил инерции, температурных напряжений, нестационарность режимов нагружения и нагрева, высокие требования к технологии изготовления — затрудняют их доводку [8,9,10]. На рисунках 2 и 3 показан внешний вид повреждений на сопловых и рабочих лопатках двигателей серии Д-30. Рисунок 2 - Внешний вид тепловых повреждений на входных кромках рабочих лопаток
Ранее проведенными исследованиями причин возникновения тепловых повреждений установлено, что они являются следствием длительной работы детали в условиях наличия местных повышенных температур газового потока, которые приводят к выгоранию легирующих элементов, изменению структуры материала, охрупчиванию и, как следствие, образованию термоусталостных трещин и разрушению детали [11].
Проведенными металлургическими исследованиями лопаток установлено, что в микроструктуре под действием рабочей температуры, напряжений и времени наработки в материале происходят изменения, связанные с увеличением и растворением упрочняющей у -фазы жаропрочного сплава, из которого изготавливаются рабочие и сопловые лопатки турбины [12,13,14,15].
Характерные микроструктуры лопаток с недопустимой и допустимой структурой материала приведены на рисунке 4 (х 450). Реальная микроструктура с недопустимым изменением материала лопаток характеризуются интенсивной коагуляцией и частичной растворимостью первичной у -фазы. Из рисунка 4а видно, что у -фаза приобретает червеобразную форму и неравномерно распределена по полю шлифа. Часть фазы растворилась в твердом растворе.
Для выявления поверхностных дефектов на рабочих и сопловых лопатках турбины в процессе изготовления и ремонта используют следующие методы: - оптико-визуальный; - люминисцентный; - рентгеновский. Оптико-визуальный метод характеризуется низкой чувствительностью и малой достоверностью. Он позволяет обнаруживать большие раскрытые трещины, механический износ, эрозионное и коррозионное повреждение, повреждение защитных покрытий [16, 17]. Люминесцентный метод [18] предназначен для обнаружения невидимых для глаза поверхностных дефектов типа несплошности материала. Он эффективен только в том случае, когда несплошности материала имеют свободные полости, выходящие на поверхность детали, и когда глубина дефектов значительно превышает ширину их раскрытия. Указанный недостаток устраняет рентгеновский метод, позволяющий выявлять трещины, находящиеся в «теле» материала и не выходящие на поверхность В настоящее время разработано достаточно большое количество методов и средств контроля, подразделяющихся в зависимости от физических явлений, положенных в их основу. К таким методам относятся магнитный, вихретоковый, акустический и т. д. Преимущества и недостатки методов достаточно подробно изложены в работе [18]. При ремонте двигателя лопатки турбины проходят контроль качества материала на соответствие заданным эталонам с точки зрения структуры, а именно морфологии у -фазы. Методика контроля включает в себя следующие этапы: - отбор 2-х лопаток из комплекта для проведения их разрезки, соглас-но установленного контрольного сечения, находящегося в наиболее горячей зоне пера лопатки; - приготовление шлифа; - оптический контроль структуры сплава и сравнение их с эталонами; - выдача заключения о годности всего комплекта лопаток. Существующая методика контроля структуры сплава на соответствия требованиям эталона имеет следующие недостатки.
Изменение физико-механических свойств сплава ЖС6У в процессе эксплуатации
Второе направление основано на анализе статистической взаимосвязи эксплуатационных характеристик с химическим составом и физико-механическими свойствами сплавов [30,31]. В результате многофакторного регрессионного анализа получены математические модели для оптимизации эксплуатационных характеристик. Имея данные о химическом составе, электронном строении и структуре сплава, а также сведения о механических и физических свойствах сплава с использованием методов корреляционно-регрессионного анализа можно построить статистические модели для оценки высокотемпературных эксплуатационных свойств (длительная прочность, термоусталость, ползучесть) жаропрочных сплавов. Более высокую точность прогноза можно получить с помощью многофакторных статистических нелинейных регрессий [32,33]. Эффективность использования этих моделей существенно повышается, когда массив исходных данных для построения моделей предварительно обрабатывается и структурируется с помощью кластерного анализа, метода главных компонент, дискриминантного анализа и т. п. [34,35].
Работоспособное состояние деталей горячего тракта ГТД, работающих в условиях циклических температурно-силовых воздействий, в значительной степени определяется структурными и фазовыми превращениями, происходящими в сплаве в процессе эксплуатации изделий. Поэтому в ряде работ при изучении эксплуатационных свойств жаропрочных сплавов особое внимание уделяется тепловой структурной стабильности [12,36,20,37].
Теоретическая оценка структурной стабильности (метастабильности) сплавов с использованием термодинамических и кинетических параметров является весьма приближенной. Поэтому, в настоящее время широко используются эмпирические методы оценки структурной стабильности сплавов, основанные на корреляции структурно-чувствительных физико-механических свойств с различными термодинамическими и кинетическими параметрами [20]. Наиболее распространенными известными методами оценки стабильности структуры являются: резистометрический, магнитный, термо-э.д.с. Однако, на стадии проектирования детали при прочностных расчетах ни один из критериев не входит в описание свойств материала, а следовательно, не учитывает структурного состояния сплава.
Широко распространенными, в настоящее время, являются акустические методы оценки повреждаемости конструкции. В работе [88] показана взаимосвязь между частотами собственных колебаний стержней различного поперечного сечения и физико-механическими свойствами материала. Показано, что к параметрам, подлежащим определению с помощью акустических методов относятся такие упругие характеристики среды, как модуль нормальной упругости и связанная с ним скорость распространения упругих колебаний. В работе [89] показана возможность использования эквивалентной массы конструкции в качестве диагностического признака возникновения и развития дефектов на рабочих лопатках ГТД. Данный метод является перспективным, но имеет как свои преимущества так и недостатки. К преимуществам метода следует отнести возможность выявления дефекта в локальной зоне объекта. Недостатком следует признать влияние погрешности установки и переустановки объекта контроля в приспособлении и состояние поверхности объекта диагностирования.
Для исследования и оценки структурной стабильности сплавов используются также методы металлофизического анализа, которые непосредственно отражают характер структурных и фазовых превращений, происходящих в сплаве [20,37]. Следует сказать, что методы металлофизического анализа наиболее распространены, как методы исследования структурных превращений, однако не исключают ошибки, т. к. носят субъективный характер и зависят от конкретного исследователя, его уровня знаний и опыта. Наиболее распространенными в условиях производства, эксплуатации и ремонта авиационной техники являются магнитные, капиллярные, вихретоковые, акустические, радиационные и оптические методы контроля, используемые для выявления в материале деталей несплошностей в виде трещин, пор располагающихся в основном близко к поверхности. Условия для применения данных методов и их физическая сущность подробно изложена в [19] .Особенности применения названных методов для выявления дефектов представлены на рисунке 8.
Однако как было показано выше для деталей турбины из жаропрочных сплавов на никелевой основе основным видом повреждаемости является недопустимое изменение структуры материала, которое не сопровождается видимым появлением трещин, однако оказывает отрицательное влияние на работоспособносьть детали вцелом.
К числу наиболее важных физико-механических показателей любого материала относится упругость, которую определяют в основном по значению модуля Юнга, модуля сдвига и коэффициента Пуассона. Эти величины, получившие также название характеристик упругости, используются при теоретических и экспериментальных исследованиях и входят во все расчеты на прочность, жесткость и термостойкость элементов конструкции. Характеризуя упругое поведение поликристаллического тела, модуль упругости тем самым определяет прочность междуатомных связей в кристаллической решетке, поэтому по их значениям могут быть оценены и другие физические величины: теплота сублимации, температура плавления, теплосодержание, среднеквадратичное отклонение атомов, частота собственных колебаний объекта, коэффициент линейного расширения и др. Для некоторых из этих величин установлены количественные соотношения, следовательно, они могут быть подсчитаны по величине модуля упругости и наоборот. Это может оказаться полезным, когда непосредственно замерить модуль упругости не представляется возможным. В работе [38] установлена зависимость между коэффициентом линейного расширения и модулем упругости. В работе [39] установлено, что значение модуля упругости зависит от положения элемента в периодической системе.
Модуль упругости, подобно другим физическим величинам, изменяет свое значение при воздействии различных полей на твердое тело (механического, температурного, магнитного, электрического и т. д.), если это воздействие влияет на силы связи между атомами. Температура оказывает наиболее сильное влияние на модуль упругости [42], т. к. ее повышение вызывает увеличение колебаний атомов вокруг положения равновесия и увеличение расстояния между ними. Считается, что при повышении температуры на один градус величина модуля уменьшается на 0,03 % [40]. Температурный коэффициент модуля упругости зависит от температуры плавления металла, поэтому иногда рассматривается зависимость модуля от гомологической температуры (безразмерной величины, равной отношению абсолютной температуры измерения к абсолютной температуре плавления). Температурная зависимость модуля и в таком представлении близка к линейной. Необходимо отметить, что изменение температуры может косвенно влиять на значение модуля, когда при этом происходят те или иные структурные изменения в материале: полиморфные (в чистых металлах) или фазовые (в сплавах) превращения, рекристаллизация и др. Эти изменения модуля упругости могут быть весьма существенными и значительно превосходить собственно температурное изменение [108]. Распад твердого раствора или выделение из пересыщенного раствора новых фаз сопровождается изменением модуля упругости. Величина модуля упругости зависит как от состава основного твердого раствора, так и от дисперсности упрочняющей фазы [41].
Анализ напряженно-деформированного состояния в зависимости от эффективного модуля Юнга материала лопатки
Характеристики упругости определяют принципиально различающимся статическим и динамическим методами. Динамический метод является более точным и позволяет производить измерения при низких значениях напряжений, когда материал в основном претерпевает упругую деформацию при незначительном влиянии неупругой деформации, появляющейся в связи с развитием во времени очагов микропластической деформации в отдельных микрообъемах. Широко известным статическим методом определения модуля упругости однородных материалов является испытание на растяжение, кручение и изгиб. Наиболее распространенным из них является метод испытания на растяжение. При растяжении, когда значения напряжений меньше предела пропорциональности апи, модуль Юнга вычисляют по формуле где АР — приращение нагрузки на ступени нагружения; / — база тензометра; F — исходная площадь поперечного сечения образца; Д и Ає — среднее приращение расчетной длины и относительной осевой деформации при нагружении на АР.
Приращение расчетной длины находят с помощью механических тензометров или электрических индикаторов удлинения, а приращение деформации - с помощью наклеенных тензорезисторов. Модуль упругости определяют в интервале нагрузок ниже Рпц =a„4-F на 20 - 25 %. Первый отсчет снимают при начальной нагрузке, равной 15 - 20 % от предполагаемого значения Рт.
Некоторые методики определения модуля Юнга контактным методом основаны на упругом вдавливании сферического индентора с использованием решения задачи Герца [112]. Распространение получили методики измерений модуля нормальной упругости на базе представлений об упругопластичеком внедрении индентора в плоскую поверхность с записью диаграмм внедрения в координатах нагрузка на индентор — взаимное сближение индентора и образца [113]. Величину Е рекомендуется находить по величине отскока индентора при его падении на поверхность образца [114]. Предлагается метод, основанный на упругом соударении индентора с твердым телом с замером полной продолжительности удара [115]. Методики, оборудование и приборы, а также необходимые формулы для расчета Е приводятся в [116] и указаны в методических указаниях [117].
Вопросы определения упругих констант однородных материалом методом рентгеновской тензометрии рассматриваются в [118]. Важно, чтобы при определении упругих констант не был превышен предел пропорциональности материала в результате растяжения или изгиба образцов в специальных устройствах, устанавливаемых в рентгеновских камерах или на дифрактометре.
Динамический резонансный метод определения характеристик упругости основывается на физическом законе зависимости частоты собственных колебаний тел от модулей упругости их материалов и состоит в измерении резонансных частот вынужденных продольных, крутильных и изгибных колебаний образцов в виде стержней, пластин и т.п. [119]. Динамический метод определения характеристик упругости стержневых образцов из изотропных материалов регламентирован ГОСТ 25156-82, который устанавливает форму и размеры образца, испытательное оборудование и аппаратуру, порядок проведения испытаний и обработку результатов экспериментов. Следует сказать, что результаты определения характеристик упругости неоднородных материалов, содержащих разного рода несплошности и трещиноподобные дефекты, динамическим методом без учета макродефектности их структуры следует использовать с осторожностью.
Для решения научно-технической задачи в рамках диссертационной работы измерение модуля нормальной упругости проводилось методом методом упругого соударения на установке, разработанной в РГАТА им. П.А. Соловьева и испытания на растяжения по стандартной методике изложенной выше и
Как было показано выше, существует ограниченное число методов определения модуля упругости поверхностных слоев металлов. Возможности каждого из них определяются, прежде всего, точностью измерения исходных данных для расчета величины модуля. Одним из способов определения модуля упругости является метод соударения, сущность которого заключается в измерении времени контакта т двух тел (плоского образца и сферического индентора) при их ударном взаимодействии [51, 95]. По известной зависимости, найденной Герцем, измеренная величина т связана с модулем Юнга поверхностных слоев материалов выражением
Методика исследования модуля Юнга цилиндрических образцов при испытании на растяжение после термоциклического воздействия, экспериментальное оборудование
Испытания проводили на установке [60] для термоусталостных испытаний с регулируемой жесткостью защемления путем нагрева образцов проходящим током до максимальной температуры цикла Ттах с последующим охлаждением в воздушном потоке (под вентилятором) до минимальной температуры цикла Tmjn. Установка для термоусталостных испытаний металлов и сплавов смонтирована на базе сварочного трансформатора мощностью 10 кВт и работает по принципу нагрева образцов проходящим током с последующим охлаждением в воздушном потоке. Схема установки для термоусталостных испытаний с регулируемой жесткостью защемления представлена на рисунке 54. Установка состоит из двух частей: механической, которая обеспечивает надежное закрепление образца, а также регулирование жесткости его защемления, и электрической, обеспечивающей автоматическую работу установки в заданном режиме термоциклирования и непрерывную запись кривой «деформация-температура» образца. Электрическая схема установки позволяет по изменению величины тока регистрировать момент образования трещины термоусталости.
Установка позволяет не только оценивать термостойкость материалов по количеству теплосмен до появления видимой трещины или до разрушения, а также исследовать изменение напряженного состояния образца в процессе термоциклирования по совместному анализу температурных зависимостей деформации свободного и защемленного образца.
Механическая часть установки представляет собой жесткую раму, состоящую из двух станин 1 и 2, соединенных между собой четырьмя штангами 3. Образец 4 фиксируется в водоохлаждаемых захватах 5, 6 с помощью натяжных гаек 7, 8 и прижимных болтов 9, 10. Для компенсации размерной неточности образцов и устранения зазора используется клиновидная пара 11, 12. Электроэнергия подводится к образцу через токоподводы 13. Правый захват 6 крепится непосредственно к станине 2, левый 5 — к верхнему концу консольной пластины 14, выполняющей функцию упругого элемента-пружины. Нижний конец пластины 14 жестко крепится к станине 1 с помощью неподвижного прижима 15 и болтов 16. Подвижный прижим 17 имеет возможность вертикально перемещаться вдоль пластины 14, при этом величина консоли L изменяется от Lmin = 50 мм до Lmax = 250 мм. В результате изменяется и жесткость защемления образца, определяемая по выражению где AlT - полная тепловая деформация незащемленного образца;
Alp - реализованная деформация защемленного образца, т. к. величина реализованной деформации А1Р обратно пропорциональна жесткости пружины Электрическая схема установки содержит силовую и контрольно-регулирующую части. Силовая часть электросхемы состоит из регулируемого лабораторного трансформатора ТІ типа РНО-250-5, сварочного трансформатора Т2, силового включателя Q1 и магнитного пускателя КМ1, контакты которого КМЫ и КМ1.2 управляют работой трансформатора Т2 в соответствии с заданными режимами термоциклирования.
Контрольно-регулирующая часть электросхемы включает в себя: систему контроля температуры образца, состоящую из термопары IT и регулирующего прибора КСП4; систему блокировки для предотвращения перегрева образца, состоящую из термопары ЗТ и прибора МР-84-02; систему записи деформации образца в зависимости от температуры, состоящую из двухкоординатного потенциометра ПДП4-002, на который подается сигнал от термопары 2Т, и механотрона, преобразующего деформацию образца в электрический сигнал; систему регистрации трещины термоусталости, состоящую из трансформатора тока ТА1 и потенциометра КСП4. Рабочие контакты Кп1Л, Кп1.2 регулирующего прибора КСП4 управляют работой промежуточного реле КІЛ, которое, в свою очередь, манипулирует контактами КІЛ Л, КІЛ.2, осуществляя включение и отключение магнитного пускателя КМ1, замыкающего контактами КМ1,1, КМ 1,2 цепь питания силового трансформатора Т2 при достижении минимальной температуры цикла и размыкающего цепь питания при достижении максимальной температуры и, таким образом, обеспечивая автоматическую работу установки.
Для предотвращения перегрева образца и выхода из строя установки в случае нарушения работы системы автоматического управления на приборе МР-64-02 задается температура на 20 — 40 С выше максимальной температуры цикла. При достижении этой температуры размыкаются контакты Кп2.1 прибора, обесточивающего питание трансформатора Т2.
При необходимости ускоренного охлаждения образца тумблером Q2 подключается цепь управления работой электродвигателя Ml вентилятора. Включение и выключение последнего при охлаждении и нагреве соответственно осуществляется посредством контактов КІЛ, реле К1. Число теплосмен фиксируется механическим счетчиком, дискретно приводящимся в действие электромагнитом Y1.
