随着科学技术的日新月异,我国航空工业的发展进入了崭新时期。现代航空发动机的实际应用对高温合金提出了更高的要求,因此必须对其各方面的综合性能进行全方位的考量。与常温情况相比,高温情况下材料的作用机理有很大的区别,表现在一定力作用下,材料会产生蠕变损伤、蠕变疲劳损伤、热学力学化学耦合损伤。一般情况下,研究高温环境下的裂纹扩展,可以运用线性叠加原理。但是,因蠕变与疲劳之间存在影响,所以不能忽略二者的交互作用。本文将讨论材料的疲劳损伤机理和蠕变疲劳交互作用损伤微观作用机理,主要包括蠕变疲劳损伤理论分析、试验研究以及微观作用机理等三个方面。以航空发动机涡轮盘用GH4133B合金为研究对象,本文在有氧环境中开展了疲劳损伤与蠕变疲劳损伤试验,分析室温与高温情况下微观损伤机理的区别;蠕变疲劳试验完成后,运用SEM扫描电子显微镜和EDS能谱仪对其断口进行扫描分析。得到结论如下:1.高温下变形合金GH4133B的蠕变量随疲劳周次不断变化。材料蠕变主要分为三个阶段,包括快速增长阶段、稳定阶段、加速增长阶段。对材料稳定阶段进行进一步的观察可以发现,由于材料内部滑移,材料在稳定阶段的蠕变量有明显的阶跃现象,即在某一时刻材料的蠕变量突然增加的现象。2.高温下材料的蠕变疲劳交互作用会加速材料的劣化过程,急剧降低材料的使用寿命。同时,要发生蠕变疲劳交互作用需要满足一定的外部条件。一、材料在应力比为0.1附近时,容易发生蠕变疲劳交互作用,即蠕变参量与疲劳参量比例为0.8左右时,容易发生蠕变疲劳交互作用;二、材料要发生剧烈的蠕变疲劳交互作用,必须具有较大的蠕变应力值。试验结果表明,这个应力值为330MPa左右。3.综合观察断口形貌可以发现,在应力比为0.1附近时断口的蠕变空洞最大,这可能是因为当应力比为0.1左右时,材料发生了剧烈的蠕变疲劳交互作用,循环应力使材料形成大量的空洞,而蠕变应力使这些空洞长大并汇合。4.与常温条件下的疲劳断口相比,高温下疲劳源区的区域变窄。高温下二次裂纹明显较多,可能是由于蠕变空洞汇合导致二次裂纹的数量增加;常温下瞬断区的韧窝与高温下断口的蠕变空洞结构相似,但高温下的蠕变空洞尺寸更大;常温下韧窝的大小主要与应力的大小有关,随着应力的增大,韧窝的尺寸逐渐减小;而高温下蠕变空洞的大小表现出与常温相反的性质,随着加载应力的增加蠕变空洞的尺寸也随着增加,同时,当发生剧烈的蠕变疲劳交互作用时,蠕变空洞尺寸会得到显著的增加。5.氧元素含量与裂纹扩展方向有关,越接近裂纹形核处,氧元素含量就越高,沿裂纹扩展方向,氧元素含量逐渐减少。同时,在同一裂纹长度的不同位置,氧元素含量相当,说明氧元素含量与裂纹长度有关,与垂直裂纹扩展方向的相关性较弱。