Abstract. Pore annihilation was investigated in the single-crystal nickel-base superalloy CMSX-4. HIP tests at 1288• C/103 MPa were interrupted at different times, then the specimens were investigated by TEM, metallography and density measurements. The kinetics of pore annihilation was determined. The pore closure mechanism was identified as plastic deformation on the octahedral slip systems. A model describing the kinetics of pore closure has been developed on the base of crystal plasticity and large strain theory. Mechanical tests with the superalloy CMSX-4 and the Ru-containing superalloy VGM4 showed, that HIP significantly increases the fatigue life at low temperatures but has no effect on creep strength.

No abstract

No abstract

A method and procedures for determining the boundaries of the second stage of the kinetic crack resistance diagram or fracture toughness kinetic diagram, sample formation within the aforementioned boundaries and determination of the parameters С and n of the Paris equation from the sample are presented. The necessity of developing the method is attributed to the lack of rules and procedures for accurate determination of the boundaries of the second stage in the current standards and regulatory document (RD). The proposed method provides a given accuracy of determination of the number of cycles corresponding to the length of the fatigue crack at the upper boundary of the second stage obtained by numerical integration of the Paris equation with the found values of the parameters С and re. The developed method is based on the application of two criteria R2 and %. Statistical criterion R2 characterizes a degree of deviation of the experimental data from the linear fragment of the kinetic fracture toughness diagram. Parametric criterion у specifies the level of accuracy of the parameters С and re of the Paris equation. This level is set through a comparative evaluation of the experimental and calculated crack length I and the number of cycles N, obtained by integration of the Paris equation within the specified lower and upper limits of the interval of the stable growth of fatigue crack. Application of the method is shown by the example of the experimental data obtained when testing samples of VT9 titanium alloy, deformable nickel alloy EI437BU and granular nickel alloy EP741NP (granules up to 140 pm) at room and elevated temperatures. Application of the method indicates that the experimental and calculated curves "I - N" obtained by numerical integration of the Paris equation differ by less than the specified value of the criterion X ^ 3%, in contrast to the results obtained in accordance to the recommendations of the regulatory documents.

1 Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова, г. Москва 2 Сертификационный центр «МАТЕРИАЛ», г. Москва 3 Авиационный регистр МАК, г. МоскваРассмотрены требования нормативных технических документов, предъявляемые при сертифика-ции авиационных двигателей к порядку и процедурам оценки используемых при подтверждении прочно-сти и ресурса основных и особо ответственных деталей, характеристик конструкционной (реализуемой в конструкции) прочности металлических сплавов. Описано содержание работ, выполняемых для под-тверждения указанных требований разработчиком авиационного двигателя, разработчиком материа-ла/полуфабриката и производителем двигателя. Рассмотрены задачи, решаемые на этапах общей и спе-циальной квалификации материалов. Представлена номенклатура основных определяемых при квалифи-кации сплавов, в том числе монокристаллических, механических характеристик. Указаны стандарты, в соответствии с которыми должны проводиться испытания. Приведены соотношения, необходимые для определения значений используемых при оценке прочности и долговечности деталей характеристик. Рассмотрены требования к статистической обработке результатов исследований конструкционной проч-ности сплавов и требования к установлению гарантированных при поставке материалов/полуфабрикатов значений механических свойств. Отмечена необходимость данных о возможном содержании в заготов-ках основных (критических по последствиям разрушения) деталей дефектов различных размеров. В биб-лиографический список включены основные нормативные технические документы, выполнение требо-ваний которых необходимо при проведении специальной квалификации сплавов, применяемых для изго-товления основных и ответственных деталей авиационных двигателей. Сертификация производителя материала/полуфабриката, аттестация и аккредитация испы-тательных лабораторий, квалификация материала/полуфабриката, характеристики конструкционной прочности.doi: 10.18287/2412-7329-2015-14-3-37-48 Для обеспечения конкурентоспособ-ности на мировом рынке авиационные га-зотурбинные двигатели (АГТД) должны обладать высокой прочностной надёжно-стью. Поэтому для изготовления деталей и узлов этих двигателей могут применять-ся только тщательно исследованные кон-струкционные материалы. Для оценки прочности и подтверждения ресурса дета-лей авиационных двигателей должны ис-пользоваться статистически обоснован-ные минимальные значения прочностных характеристик, а при производстве дол-жен быть исключён пропуск деталей Б, изготовленных из материала с понижен-ными прочностными характеристиками.При сертификации авиационных двигателей (АД), для получения сертифи-ката типа, разработчику АД необходимо располагать доказательной документаци-ей (в т.ч. относительно выбора металличе-ского материала/полуфабриката (МП) для основных и особо ответственных деталей, определения расчётных значений харак-теристик конструкционной прочности, соответствия их требованиям «Авиацион-ных правил» и «Норм прочности»). Со-держание этой части доказательной доку-ментации определяется требованиями нормативных документ...