圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究

针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证.为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现.在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核.结果表明:圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理,实现了预期的试验目标;所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能,满足大涵道比发动机的寿命设计目标;失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展.     

高温度梯度轮盘低循环疲劳试验件设计方法

针对航空发动机设计中高温度梯度轮盘低循环疲劳试验的需求,基于国内外航空发动机轮盘低循环疲劳试验件设计经验及国内现有轮盘试验器的试验条件,总结了该类高温度梯度航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件设计的难点主要为轮盘热应力难在试验过程中模拟、轮盘寿命考核位置多、轮盘试验件试验转速高、轮盘试验件寿命限制位置容易转移等,并针对各难点给出了用离心载荷补偿热载荷、以损伤程度定考核位置、在不改变考核位置应力特征的前提下可以改变非考核位置局部结构特征等解决方案,形成了一套高温度梯度轮盘低循环疲劳寿命试验件设计方法。应用该方法设计了某航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件并进行了试验,完成了寿命考核试验,结果表明:该方法是可行的。     

F119发动机完成HCF试验

作为结构发动机验证机，PW公司的F119发动机在阿诺德工程发展中心完成了高循环疲劳（HCF）模型验证试验。     

空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证

基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征，设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件，完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计，并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时，该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×107次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间，满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少，仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据，后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量，以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线，为工程研制奠定基础并积累数据.      

基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术

针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。      

TiB_2增强铝基复合材料低压压气机静子叶片高循环疲劳试验研究

根据某型航空发动机减重设计需求,考虑到TiB_2颗粒增强铝基复合材料轻质、高强的特点及某型航空发动机低压压气机静子叶片结构特征,开展了基于颗粒增强铝基复合材料的低压压气机静子叶片试验件的高周疲劳性能试验工作。试验结果表明:叶片试验件在3×10~7次循环下的高循环疲劳强度为246.30MPa,基本能够满足某型航空发动机静子叶片类零件的高循环疲劳设计要求。     

发动机高压两级涡轮盘联合低循环疲劳寿命试验

以某型发动机高压两级涡轮盘为研究对象,通过有限元计算得到试验载荷系数,组装和调试了全尺寸联合试验件,完成了低循环疲劳试验,得到了以传动臂销钉孔为定寿部位的两级涡轮盘低循环疲劳寿命。两级涡轮盘联合低循环疲劳试验在国内尚属首次,相对于单盘低循环疲劳试验,更加符合发动机实际工作状态,将传动臂销钉孔作为两级涡轮盘的定寿部位更为合理。该联合试验为外场涡轮盘重新定寿提供了依据。     

航空发动机叶片高循环疲劳失效研究

必须最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因 ,结合实例阐述了降低高循环疲劳失效的方法 ,并对需要重点研究的关键技术作了说明。     

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。     

某压气机轮盘低循环疲劳寿命研究

本文以某发动机压气机轮盘榫槽低循环疲劳(LCF)为研究对象.针对其疲劳载荷非对称、危险部位数目较多等特点,对其进行寿命预测和试验研究.轮盘低循环疲劳寿命预测采用工程中常用的通用斜率以及Manson-Coffin公式进行,并考虑平均应力修正方法、危险部位数目对轮盘低循环疲劳寿命的影响以及多轴疲劳寿命预测方法.通过轮盘低循环疲劳试验,再现了在役发动机轮盘榫槽槽底裂纹,验证了轮盘低循环疲劳寿命预测模型和方法的有效性.     

美国AFRL推进部开发了行波激励（TWE）系统

核心机驱动的风扇级（CDFS）是IHPTET计划中GE公司／ADDC公司的XTC76／3发动机变循环结构中的1个关键部件，在XTC76／3发动机的初始试验期间，发现CDFS振动大、应力高，存在可能造成叶片失效的高循环疲劳风险。由于CDFS几何形状独特，采用结构分析技术不能有效地了解CDFS的特性。     

基于材料疲劳特性的零部件低周疲劳试验载荷修正

航空发动机零部件低周疲劳试验时,由于试验温度与发动机实际工作环境温度不一致,需要对载荷进行修正。基于材料疲劳特性数据,给出了一种疲劳试验的载荷修正方法。该方法可综合考虑循环次数、循环类型、应力集中、循环硬化/软化等材料特性的影响,相比以往依据极限强度进行载荷修正的方法更为全面、合理。同时,给出了基于材料疲劳特性进行载荷修正的流程图,通过实例介绍了该方法在低周疲劳试验载荷修正中的应用。     

考虑轴向变形的锥形轮盘低循环疲劳试验研究

某型发动机高压压气机Ⅰ级盘采用锥形结构,在装配预紧力和离心载荷的作用下产生轴向变形。为了考核该轮盘的低 循环疲劳寿命,在传统轮盘低循环疲劳试验技术的基础上,提出了1 种考虑轴向变形条件的锥形轮盘低循环疲劳寿命试验方法。 针对轮盘结构与装配要求,计算分析工作状态下的轴向变形,优化设计了能够有效考核轮盘关键部位寿命的试验件、陪试件及试验 工装,对比试验件在整机与试验器状态的应力水平,并在卧式旋转试验器上完成了试验件的低循环疲劳试验。试验结果表明：采用 该方法可对高压Ⅰ级盘安全循环寿命进行有效考核。     

模拟扭矩载荷作用的涡轮盘低循环疲劳寿命试验

提出了在传统涡轮盘低循环疲劳试验件上施加扭矩的试验方案,以某型发动机涡轮盘为对象,组装和调试了某型全尺寸涡轮盘预扭试验件,完成了低循环疲劳试验.加扭涡轮盘低循环疲劳试验结果与涡轮盘在传统不加扭矩方法下的低循环疲劳试验表现出明显差异.试验结果表明,涡轮扭矩对涡轮盘-轴连接销钉孔区域疲劳寿命有重要影响.      

航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命研究

结合某型涡轴发动机一级涡轮盘低循环疲劳寿命研究的工程实践,阐述了对涡轮盘低循环疲劳寿命研究的一般过程和方法,提出了涡轮盘低循环疲劳寿命试验的加载程序和方法,对开展同类型的涡轮盘疲劳寿命研究具有借鉴作用。     

某压气机轮盘榫槽低循环疲劳模拟件设计与试验

提出了一种模拟件技术并结合少数构件试验评价构件寿命可靠性的方法.以某型发动机一级压气机轮盘为对象,应用该方法进行了关键部位榫槽的模拟件设计和低循环疲劳寿命考核试验.模拟件低循环疲劳寿命可靠性试验技术的结果表明,该方法为航空发动机真实构件寿命可靠性评价提供了一种新的途径.      

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。     

圆弧形榫连结构低循环疲劳试验与寿命分析

针对大涵道比涡扇发动机采用的圆弧形燕尾榫连结构,设计了缩尺的双榫头疲劳试验件及其试验夹具。开展了不同载荷水平下的低循环疲劳试验,并对比了表面强化对试验件疲劳特性的影响,给出了可初步用于设计的疲劳寿命S-N曲线。研究表明:圆弧形燕尾榫头试件的疲劳失效形式为微动磨损导致的疲劳断裂;相同疲劳载荷水平下,表面强化试验件的疲劳寿命比未强化试验件的高40%~65%;不同载荷水平下的试验结果基本符合Miner累积损伤准则。     

圆弧形榫连结构低循环疲劳试验与寿命分析北大核心

针对大涵道比涡扇发动机采用的圆弧形燕尾榫连结构,设计了缩尺的双榫头疲劳试验件及其试验夹具。开展了不同载荷水平下的低循环疲劳试验,并对比了表面强化对试验件疲劳特性的影响,给出了可初步用于设计的疲劳寿命S-N曲线。研究表明：圆弧形燕尾榫头试件的疲劳失效形式为微动磨损导致的疲劳断裂;相同疲劳载荷水平下,表面强化试验件的疲劳寿命比未强化试验件的高40%～65%;不同载荷水平下的试验结果基本符合Miner累积损伤准则。     

发动机构件低循环疲劳模拟试验件设计方法

通过多子样模拟件可靠性寿命试验，补充构件试验量的不足，得到构件可靠性寿命，是解决发动机构件试验费昂贵的有效途径。探讨了低循环疲劳模拟试验件的设计方法，讨论了相关的寿命模型、设计准则和模拟件典型样式。