涡轮盘低循环疲劳寿命预测方法与流程

发展了一种涡轮盘低循环疲劳寿命预测方法及流程,其重点在于材料疲劳参数的确定、考虑多重影响因素的疲劳寿命预测方法,及涡轮盘结构的寿命预测,并以GH901合金涡轮盘为例进行了分析。结果表明:所发展的寿命预测方法及流程,可保证材料疲劳参数,同时具有明确的物理意义和良好的数值准确性;采用考虑梯度影响的疲劳寿命预测方法,在较少试验和计算量的基础上,考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的影响,对GH901合金缺口试样和实际涡轮盘试验件的疲劳寿命预测均较为理想,在2倍分散带以内。     

某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

为了确定某Ⅰ级涡轮盘的技术寿命,根据该盘的标准循环载荷谱,对该盘进行了应力分析,确定在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处为考核部位。为模拟标准循环时该盘在其考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳试验器上,对该Ⅰ级涡轮盘的一个旧盘进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：该旧盘低循环疲劳试验至第６０４７ 次循环时,有５ 个销孔考核部位出现了裂纹。断口分析表明：该旧盘剩余的试验低循环疲劳失效寿命为６０４７ 周     

某型发动机第Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳试验研究

为了通过地坑式旋转疲劳试验器确定某型发动机第Ⅰ级涡轮的技术寿命,根据给定的该涡轮盘的标准循环载荷谱,对该涡轮盘进行了应力分析,确定了在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处是危险区域（简称为考核部位）为模拟标准循环时盘在该考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳考试器上进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：低循环疲劳试验至第7087次循环时,在该盘预计的考核部位出现了长26mm的裂纹。断口分析表明：可以定该盘试验低循环疲劳失效寿命为7087周,试验低循环疲劳裂纹起始寿命为3493周,试验低循环疲劳裂纹扩展寿命为3594周。     

航空发动机自由涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

针对某型航空发动机适航取证项目要求，对该发动机自由涡轮盘开展寿命研究。综合考虑自由涡轮盘标准工作循环内 温度场和转速载荷，采用线弹性有限元应力分析法对轮盘进行应力分析，据此确定轮缘和盘心为轮盘应力水平及疲劳寿命的关键 考核部位；充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素，设计并开展了能够对该自由涡轮盘关键部位进行有效考核的试验 载荷系数为1 的试验器循环疲劳试验；根据试验结果对轮盘低循环疲劳寿命进行分析。结果表明：该自由涡轮盘的预定安全循环 寿命为6500 次。     

发动机轮盘低循环疲劳寿命试验模拟件设计

通过研究影响疲劳寿命的众多因素及寿命估算误差较大的原因,得出考核部位的应力梯度也是影响疲劳寿命的重要因素之一,并据此研究了一种模拟件,该模拟件可以根据给定应力曲线,通过优化计算几何参数,使模拟件最大主应力及应力梯度与实际构件考核部位的应力一致.其设计以ANSYS为平台.经实验验证,与实际构件寿命非常接近.该模式为机械部件低循环疲劳试验提供了一种简单且费用很少的方法.      

TMF本构和寿命模型:从光棒到涡轮叶片

针对空心涡轮叶片，发展了考虑瞬态变温效应的热机械疲劳（TMF）本构模型和寿命预测方法。第一，以某涡轮叶片用定向凝固合金DZ125为对象，开展了光棒、缺口TMF试验，结合已有的高温疲劳试验数据，获得了相位、温度范围、应力集中等因素对TMF寿命影响规律；第二，利用材料微观组织分析手段，揭示了导致光棒和缺口TMF失效的疲劳裂纹萌生机理；第三，借助于Chaboche本构模型，进行了各向异性、变温、蠕变损伤修正，建立了考虑变温效应的循环-蠕变本构模型，实现了DZ125合金拉伸、等温循环、蠕变、疲劳-蠕变以及TMF应力应变响应的统一建模和预测；第四，发展了疲劳-蠕变-氧化损伤累积的TMF寿命模型，利用简单纯疲劳和蠕变基础数据获得了寿命模型参数，并进一步发展了名义应力法预测了缺口模拟件的TMF寿命；最后，以某涡轮叶片为对象，进行了模拟飞行载荷谱条件下的瞬态变形响应计算和叶片TMF寿命预测。     

基于表面缺陷特征的疲劳寿命预测方法

在含表面缺陷试样的疲劳数据的基础上，提出了表面缺陷对疲劳寿命影响的尺寸参数，将其引入Walker寿命方程，建立了可以考虑表面缺陷尺寸特征的疲劳寿命预测方程。将该方程的寿命预测结果同考虑应力梯度的寿命预测方法的计算结果进行对比，两者在±3倍以内，验证了方法是准确可靠的。进而，将该方程应用于粉末高温合金涡轮盘的疲劳寿命预测中，获得了不同尺寸的表面缺陷对涡轮盘寿命的影响规律，其工程意义在于:依据涡轮盘危险位置的应力特征，能够给出存在缺陷时的疲劳寿命，可作为使用过程中的重要参考数据，一旦出现漏检的表面缺陷，也能够保证涡轮盘的安全工作。      

粉末合金轮盘关键部位多圆弧转接降应力研究

为了验证某型航空发动机粉末合金涡轮盘低循环疲劳寿命,在旋转试验器上进行了涡轮转子的低循环疲劳寿命试验。在试验过程中有轮缘凸块和配重块断裂飞出,导致试验失败,得出该低循环疲劳试验故障的主要原因是裂纹起始部位的局部应力偏高。通过建立故障部位的单圆弧、双圆弧和3圆弧局部模型进行有限元计算,研究了转接圆角处的应力与转接圆角半径的关系。研究结果表明:采用3圆弧转接方法对粉末合金涡轮盘寿命考核部位进行改进设计是最佳方案,降低了轮盘考核部位应力,提高了轮盘寿命,并通过了试验验证。     

基于遗传算法的榫槽部位模拟件设计方法

航空发动机构件的模拟件设计方法已成为工程领域研究的重要内容。设计出能反映实际构件真实服役状态的模拟件， 可节约试验成本和周期，对构件有效地完成试验考核具有重要意义。针对航空发动机榫槽部位应力分布情况，将遗传优化算法与 商用有限元软件ABAQUS相结合，提出航空发动机榫头/榫槽特征部位模拟件设计方法。利用该方法实现自动搜索榫头/榫槽特征 部位处第1主应力最大梯度路径，并获取该路径上的应力分布。结果表明：该方法设计的模拟件最危险点的应力状态与零部件特 征部位处的应力状态保持一致，二者在最危险点附近一定区域内应力梯度相同；所设计的模拟件与零部件的应力状态吻合较好， 可以模拟任意情形下的应力及应力梯度。     

轮盘低周疲劳模拟件设计及试验

航空发动机轮盘长时间在交变大载荷下工作，其盘心、螺栓孔、端齿等应力集中的特征部位容易发生低周疲劳失效。为准确评估轮盘特征部位的疲劳寿命，需设计反映应力梯度的模拟件并开展相应的疲劳试验，从而为发动机结构设计提供重要依据。现有的模拟件设计方法通常保证危险点一定范围内的应力/应变分布与真实构件的一致，但这些方法对“一定范围”的定义缺乏理论依据且未能形成统一认识。为此，提出了一种临界距离范围内SWT参量分布一致的模拟件设计方法，建立了轮盘盘心、螺栓孔、端齿等危险部位的模拟件设计方法，并开展了模拟件的低周疲劳试验。将端齿模拟件100%转速对应的平均疲劳寿命与轮盘旋转疲劳试验结果对比，相对误差为7%，且均为表面薄弱晶面起裂。最后，讨论了该模拟件设计方法的稳健性。     

基于安全寿命法的高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验

基于英军标Defence Standard 00971对盘类零件的安全性要求,采用安全寿命法对某型发动机高压涡轮盘的低循环疲劳寿命试验进行了研究.通过有限元法对发动机工作条件下的高压涡轮盘进行了应力分析,考虑了温度场对应力分布的影响,按照Defence Standard 00971的要求确定了高压涡轮盘的关键部位及其标准循环,制定了高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验方案,给出了基于试验结果确定高压涡轮盘安全寿命的方法.分析表明:中心孔和螺栓孔的应力系数分别为1.0和1.017,均在合理范围内;提高高压涡轮盘转速同时截短涡轮叶片的试验方法能有效模拟热应力对寿命的影响,对高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验具有重要指导意义.      

基于材料微观特性的涡轮盘疲劳裂纹萌生寿命数值仿真

 为了研究材料微观特性对结构疲劳寿命的影响,根据Tanaka-Mura疲劳裂纹萌生寿命计算理论,模拟某镍基粉末合金涡轮盘喉道表面疲劳裂纹萌生寿命。利用泰森多边形生成法,模拟微观多晶结构,建立宏-细观模型相结合的三维仿真模型。实现3项关键技术:1)在三维模型中模拟了面心立方晶体中{111}面族的12条主滑移系;2)应用缺口根部裂纹萌生的Tanaka-Mura理论模型模拟一条微裂纹在另一条裂纹尖端萌生;3)模拟了微裂纹的起裂、扩展与联合过程,最终形成一条宏观裂纹。对某表面带刀痕涡轮盘疲劳裂纹萌生寿命数值仿真结果与真盘试验结果相差20%。研究表明,减小晶粒尺寸、降低表面粗糙度、形成表面压缩残余应变以及析出沉淀颗粒都有利于提高涡轮盘的疲劳裂纹萌生寿命。     

考虑应力梯度的轮盘疲劳寿命预测

考虑应力梯度和尺寸效应对寿命的影响,通过引入应力梯度影响因子,将缺口试件与光滑试件的疲劳寿命相关联,建立了基于Walker平均应力修正的缺口试件寿命预测模型,进而结合三维弹性有限元分析对发动机涡轮盘进行了寿命预测.结果表明:所发展的寿命模型能较好地反映影响疲劳寿命的多种因素,尤其是应力集中对试件疲劳寿命的影响,综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的轮盘寿命预测结果更接近试验值,对GH901标准试件和轮盘的疲劳寿命预测结果都在2倍分散带以内.      

涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法

基于现有疲劳试验数据,建立了涡轮盘材料GH4133合金的循环应力-应变概率模型,并提出涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法。以有限元分析软件ANSYS为平台,利用APDL语言进行了涡轮盘3维参数化建模;通过灵敏度分析确定了涡轮盘结构概率分析中的主要影响参数;通过涡轮盘结构低循环疲劳可靠性分析和关键结构几何参数的反复修改,满足了涡轮盘的疲劳可靠性设计指标。该方法可为发动机其他关键结构的疲劳可靠性设计分析提供参考。     

涡轮盘低循环疲劳寿命的概率分析

疲劳寿命呈现异方差特性,其标准差随弹性应变幅和塑性应变幅的减小而增大,因此在Man-son-Coffin公式中引入标准正态变量μ和线性标准差σ_e,σ_p,将ε-N曲线参数表示为标准正态变量μ的函数,建立了低循环疲劳寿命的概率模型.针对某涡轮盘材料,在低循环疲劳试验数据的基础上应用异方差回归分析方法获得了概率模型的参数,应用该模型对涡轮盘销钉孔的低循环疲劳寿命进行了Monte-Carlo数值模拟,获到了寿命的概率分布.得到可靠度0.998 7的概率寿命与轮盘技术寿命相一致,相对误差仅为4%.该模型参数均来自疲劳试验数据的统计分析,寿命预测精度高,具有较好的工程应用前景.      

基于P-ε-N曲线整体推断的涡轮盘寿命可靠性分析

疲劳寿命符合对数正态分布,并且对数寿命的标准差随弹性应变幅和塑性应变幅的减小而增大。采用基于异方差回归分析的整体推断方法在现有低循环疲劳试验数据的基础上,得到了航空发动机涡轮盘材料GH4133在温度250℃下的P-ε-N曲线;利用P--εN曲线对某涡轮盘进行低循环疲劳寿命可靠性分析,得到置信度0.95,可靠度0.998 7的轮盘寿命为1 866次循环,合683飞行小时,与涡轮盘疲劳试验分析得到的技术寿命接近。整体推断得到的P-ε-N曲线精度较高,利用P-ε-N曲线进行轮盘寿命可靠性设计分析具有计算简便、节约试验成本的优点。     

基于塑性应变能的中低周疲劳概率寿命模型

由于材料、尺寸以及载荷等的分散性,涡轮盘疲劳寿命存在较大的分散性。在充分考虑材料加卸载应力、应变及应力比对疲劳寿命影响的基础上,提出了一种适用于中低周疲劳的塑性应变能概率寿命模型。该模型在考虑材料、尺寸和载荷等导致寿命分散的因素的基础上,重点考虑了循环应力应变曲线的分散性,结合根据应力比的二次插值,获得了插值范围内任意应力比下的塑性应变能损伤参量与疲劳寿命的关系。运用所提概率寿命模型结合响应面法与蒙特卡洛法对某涡轮盘螺栓孔模拟试件进行了概率寿命分析。结果显示,模拟试件的计算结果与试验结果的中位寿命仅相差022%,寿命分散系数相差581%,说明本概率寿命模型概率寿命预估精度高。      

考虑几何分散性的涡轮盘寿命概率分析

针对考虑几何分散性的涡轮盘低循环疲劳（LCF）寿命概率分析中几何参数多、几何随机变量难确定、分布特征获取困难、模型需自动更新及计算成本高的问题，提出几何分散性的概率处理方法:采用试验设计方法对涡轮盘结构所有几何参数进行灵敏度分析,筛选出对应力影响较大的关键几何参数作为随机变量,使用K-S(Kolmogorov Smirnov)方法确定其分布类型和特征参数,最后建立代理模型进行Monte Carlo概率分析.基于此方法,开发出了涡轮盘概率分析系统,在该系统中筛选得到某发动机GH720Li涡轮盘内径、外径、盘缘厚度3个结构参数作为几何随机变量,完成对LCF寿命的概率分析工作得到寿命-可靠度分布曲线.分析结果表明涡轮盘外径对LCF寿命有较大影响.      

基于静强和寿命可靠性的双辐板涡轮盘/榫结构优化设计方法

为保证双辐板涡轮盘/榫结构疲劳寿命及可靠性，提出基于静强和寿命可靠性的涡轮盘/榫结构优化设计方法.采用盘身轴对称模型和涡轮盘/榫三维模型交替优化策略，进行轮盘静强结构优化.结合材料应力-寿命数据，对满足静强准则的涡轮盘/榫结构进行考虑尺寸效应的寿命可靠性分析，并建立各危险区域给定可靠度的峰值应力-寿命曲线.基于涡轮盘/榫静强优化设计平台，利用给定可靠度的应力-寿命曲线数据修改结构优化单点应力标准.在保证不出现轮盘破裂的前提下，将轮盘寿命可靠性优化的复杂过程简化为基于应力标准的寻优过程.典型例优化结果表明:静强优化后涡轮盘/榫的寿命不能满足设计要求；经寿命可靠性优化后，轮盘疲劳寿命较优化前增加了47.28%，满足寿命可靠性设计要求；且在轮盘静强优化质量减轻16.66％的基础上，再减轻3.43%；该方法在保证优化精度的条件下，可大幅提高优化效率，且易于工程设计中应用.      

概率分析方法在粉末冶金涡轮盘疲劳蠕变寿命预测中的应用

基于某粉末冶金材料的力学性能试验结果,结合专家经验、同类产品信息和现场数据,得到了该材料的蠕变寿命和疲劳寿命在不同温度下的概率密度分布曲线;采用有限元法对某粉末冶金涡轮盘在实际谱循环载荷作用下的最危险部位的应力进行了计算,利用上述试验结果和疲劳蠕变统一寿命模型,得到了不同置信度下粉末冶金涡轮盘的实际安全寿命。