TC17钛合金超高周弯曲振动疲劳试验

基于航空发动机叶片基本失效形式,开发了悬臂梁式弯曲振动超声疲劳试验系统(激振频率20kHz),设计了能模拟叶片振动、适合于超高周弯曲振动疲劳试验的试件.利用该系统开展了钛合金TC17超高周弯曲振动疲劳试验研究,分析了断口的金相图.结果发现:裂纹萌生有表面和次表面两种模式,并不依赖于内部夹杂和缺陷,没有发现内部裂纹萌生迹象,次表面裂纹扩展也不呈“鱼眼”形貌.与文献所述的“鱼眼”形貌特征不同.      

滚压钛合金导管振动疲劳特性分析

按照振动疲劳试验方法和失效准则进行了滚压连接形式的钛合金导管振动疲劳极限寿命测试,利用激光位移传感器测试自由端位移,用电阻应变计测定了试件根部的应变,根据位移和应变响应谱确定试件第一阶频率,并进行定频振动疲劳极限测试.预试验发现,试件第一阶响应频率随载荷增加发生明显下降(超过1％).为满足产品定寿要求,采用递进式扫频试验,消除滚压试件的连接间隙,直至试件频率响应稳定,再进行定频振动疲劳试验.通过此次测试得到滚压连接的钛合金导管在2× 10 7循环基数,可靠度为95％时的振动疲劳极限为115MPa.     

喷丸强化对TC11合金模拟叶片高周疲劳寿命影响的试验

针对三种叶片:钢丸强化、二次强化和未强化的钛合金叶片进行了振动特性测量和高周疲劳对比试验.通过试验结果,结合断口分析,对三种叶片的固有频率、振型阻尼比、高周疲劳极限及裂纹起源等方面进行了对比研究.研究表明:喷丸后叶片1阶振型阻尼比增大40%～50%,高周疲劳极限提高40%以上,叶片的高周疲劳寿命也相应地提高.从强化机理方面分析了高周疲劳极限得到提高的原因.该积累的试验数据及研究成果可为TC11喷丸叶片的高周疲劳工程设计提供参考.      

航空发动机转速传感器振动试验载荷确定及应用

航空发动机成品振动试验多数参考振动环境试验相关标准执行,没有真正意义上结合成品的振动特性与发动机实测振动环境确定振动试验载荷,导致成品内场试验潜在问题没有暴露出来,外场交付使用问题频发,严重影响发动机可靠性水平.以某型发动机转速传感器为研究对象,详细地阐述了转速传感器振动环境载荷确定的工作流程和方法,提出了基于疲劳次数的正弦振动试验方法并完成了产品的试验验证,发现了壳体裂纹、输出断路等故障,将改进后的产品进行回归验证,故障未再发生.基于实测数据制定的正弦振动试验方法,对转速传感器的结构完整性进行了验证,可为确定传感器类成品试验载荷和验证产品的可靠性水平提供新的方法.     

压气机叶片受外物损伤的剩余振动疲劳寿命

采用电磁涡流激振的振动疲劳试验,对TC4材料制成的平板叶片受外物损伤后的剩余振动疲劳寿命进行了研究。结果表明,叶片的外物损伤程度取决于撞击能量E和几何标度S,对于一定的叶片,存在不影响疲劳寿命的极限损伤。对叶片损伤处进行修复和适当减小叶片振动应力水平是提高叶片抗外物损伤能力的的有效途径。通过钢钛叶片试验分析表明,由于设计叶片稳态应力水平通常以抗拉强度为参考基点,那么钢制叶片的疲劳强度的富裕程度相对要高些。      

模拟打伤/抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响

研究了无缺口、打伤缺口和3种抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响。结果表明,无缺口模拟叶片的疲劳寿命最长且寿命分散性最小,打伤缺口模拟叶片的疲劳寿命最短且寿命分散性最大,3种抛修缺口模拟叶片的疲劳寿命介于前两者之间,其中抛修缺口Ⅰ模拟叶片的疲劳寿命最长。无缺口和抛修缺口模拟叶片的疲劳裂纹均起源于叶片根部,打伤缺口模拟叶片的裂纹产生于缺口底部,与有限元模拟计算的最大应力位置吻合。模拟叶片的疲劳断裂区比较平坦,呈半椭圆形貌,疲劳源区主要位于模拟叶片表面的微小损伤处,疲劳扩展区具有典型的疲劳弧线特征,并呈现沿α/β片状组织界面开裂的特征。     

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。      

基于方差分析的航空发动机风扇叶片外物撞击识别

航空发动机工作过程中风扇外物撞击事件的检测与识别对飞机飞行安全至关重要。通过风扇叶片外物撞击试验平台模拟真实发动机受外物撞击的过程,研究风扇外物撞击规律与检测识别方法。针对航空发动机的机载参数和加装振动参数对风扇外物撞击事件识别难度高与识别准确率低的问题,开展了基于非接触风扇叶片叶尖振动测量的外物撞击检测试验,提出了基于非接触叶尖振动位移方差威布尔分布函数极大似然估计与自动门限检测系统的风扇叶片外物撞击自动门限识别方法,并获取了风扇转子不同转速下外物撞击叶尖振动位移方差识别门限值。选取风扇转子转速为3 000 r/min状态下,直径为16 mm、质量为2.9 g的外物弹体撞击风扇叶片的振动位移数据进行分析,并采用高速摄像系统对该方法识别结果的可靠性进行验证,结果表明：基于非接触叶尖振动位移方差分析法能够准确识别风扇叶片外物撞击事件、撞击叶片编号与撞击叶片数。     

基于叶尖定时的航空发动机压气机叶片振动测量

基于叶尖定时的转子叶片非接触振动测试系统的基本原理和数据分析方法,将非接触振动测量技术成功应用在某型涡扇发动机高压压气机一级转子叶片排故(改型)中,获取叶片共振时的振动频率和幅值,并通过有限元分析方法得到叶尖位移与关键点的位移-应力换算系数。依据反算的关键点动应力可实现(改型)前后转子叶片的高周疲劳寿命预测。某型涡扇发动机高压压气机一级转子叶片非接触振动测试结果显示:由于加工工艺原因导致原型叶片叶型厚度变大,引起叶片固有频率升高,转子叶片在发动机工作转速范围内发生3阶激励激起的一弯振动,导致叶片发生故障。改进加工工艺后,非接触振动测试系统结果显示叶片振动状态较好。      

钛合金典型连接结构裂纹扩展特性分析

基于扩展有限元方法研究钛合金传统机加接头耳片与含预置非焊合区的层合接头耳片结构在拉-拉疲劳荷载作用下的裂纹扩展特性,揭示螺栓孔在受挤压情况下非焊合区对钛合金典型连接结构疲劳裂纹扩展的抑制作用,并通过试验验证扩展有限元方法对钛合金典型连接耳片结构裂纹扩展特性分析的有效性。     

激光喷丸强化TC6钛合金的振动疲劳寿命及断口形貌分析

为了研究TC6钛合金激光喷丸强化(Laser Shocking Peening,LSP)处理后对振动疲劳寿命的影响,采用不同喷丸次数的方法对TC6钛合金进行LSP处理,采用振动疲劳测试系统对振动试样进行振动疲劳测试,用X射线衍射仪和显微硬度计测试LSP前后试样的残余应力和硬度,研究LSP对TC6钛合金振动疲劳性能的影响...     

热振环境下钛合金薄壁结构疲劳寿命

由于钛合金薄壁结构长时间在飞行热振环境下结构内部产生不断变化的应力,可能引起结构疲劳失效,因此借助振动试验台搭建了高温振动疲劳测试系统,测定了20、150℃和300℃温度条件下钛合金悬臂薄板结构的随机振动S-N疲劳曲线,并建立了上述温度条件下钛合金悬臂薄板结构的疲劳寿命预测表达式,根据其计算得到的预测寿命与试验件的实际寿命相比误差较小,300℃、45.36 MPa应力水平下误差仅为3.76%。该方法可用于高温随机振动载荷作用下结构的疲劳性能和寿命预测研究。     

压气机叶片的损伤容限研究

本文用断裂力学方法对压气机和风扇转子叶片作损伤容限分析。采用20节点立体元对叶片作应力场和位移场计算,用裂纹表面位移法求解裂尖应力强度因子K_Ⅰ、K_Ⅱ及K_Ⅲ随裂纹长度a变化的关系。根据叶片材料的断裂韧性K_IC、叶片径向伸长量δ_c以及自振频率偏移量f_c值来确定转子叶片失效的准则及临界裂纹长度a_c值。利用Paris公式并考虑到高周振动应力对低周疲劳裂纹扩展的影响求得叶片的损伤容限寿命N_f。文中给出了某压气机叶片的算例。为了研究自振频率随裂纹长度变化的关系,进行了叶片振动实验      

Fatigue behavior of direct laser deposited Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V titanium alloy and its life distribution model

The present work aims to investigate the fatigue behavior of Direct Laser Deposition (DLD) Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V titanium alloy under constant amplitude stress. 22 pieces of DLD Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V titanium alloy standard cylinder specimens were tested under a stress level of 800?MPa with a stress ratio of 0.06. Fatigue fractography and fatigue life data were obtained. Through the fracture surface analysis, the specimens were divided into two categories in accordance with the location of crack initiation and defect types. Comparison of fatigue life and behavior between two specimen types was given, which was followed by a discussion about the impact of defect type, size and position on the fatigue life of the specimen. The fatigue test results also show a large variation of fatigue life. To illustrate the statistical characteristics of the fatigue life, probabilistic analysis was performed, and a novel bimodal lognormal model was established. The model has a good fit with the experimental data and can reduce the scatter of the fatigue life significantly.     

4种典型航空钛合金材料高温裂纹扩展性能对比试验

试验测定了4种典型航空钛合金材料（即TC18、TC21、TC4 DT、Ti 6Al 4V/ELI）在两种温度（25℃和250℃）下裂纹扩展性能,在试验数据的基础上,进行裂纹扩展性能对比分析,并对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析,研究了高温和载荷联合作用对裂纹扩展的影响机理,结果表明:不同温度下，不同钛合金材料裂纹扩展速率之间存在很大的差异性；与室温断口相比,高温断口表面呈现浅黄色,并伴有大量二次裂纹；钛合金的裂纹扩展性能是受温度和载荷的联合作用影响,裂纹闭合和氧化作用共同决定了其扩展历程。      

非对称载荷下TC17合金超高周疲劳试验

通过试验研究了110Hz和20kHz两种频率正弦式非对称载荷作用下TC17合金材料的疲劳失效行为,结果表明:载荷频率对TC17合金的疲劳强度和疲劳失效机理影响不明显,两种频率载荷作用下TC17合金的疲劳失效均存在表面诱发疲劳失效和内部诱发疲劳失效。表面诱发的疲劳失效主要是由循环载荷作用下试样机械加工缺陷和表面滑移所导致的,内部诱发的疲劳失效主要是由于材料初生α相在非对称循环载荷作用下发生解理断裂而导致的,失效形式的不同使得材料的应力-疲劳寿命（S-N）曲线呈双线性。萌生于TC17合金试样内部的疲劳裂纹可分为3个阶段:初生α相的解理断裂阶段、短裂纹扩展阶段和长裂纹扩展阶段。由裂纹萌生区特征可以确定室温条件下,应力比为0.1时,TC17合金疲劳长裂纹扩展门槛值为3.3MPa·m1/2。      

2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔疲劳特性研究

2524-T3铝合金被认为是目前综合性能最好的飞机蒙皮用铝合金,研究其在疲劳载荷状态下的力学性能对材料的安全使用具有重要的意义。通过疲劳试验研究2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔试样在一种典型应力比、不同载荷水平下的疲劳性能,得到铆钉填充锪窝孔试样疲劳裂纹寿命的p-S-N曲线,同时借助扫描电镜观察疲劳裂纹的萌生和扩展行为。研究结果表明：2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔试样具有良好的抗疲劳损伤性能;在指定疲劳寿命条件为3×106周次下,试样在室温轴向疲劳加载条件下的条件疲劳极限为108MPa;疲劳断口由疲劳源区、裂纹扩展区及瞬断区组成。     

飞机结构材料疲劳裂纹的扩展机制及其工程应用

 本文简要地评述了铝合金、钛合金和高强度钢的疲劳裂纹扩展机制及其工程应用;提出了预测疲劳裂纹扩展门槛值的一个普遍关系式;评价了现有四种超载模型对Ti-6A1-4V合金在拉伸超载下的延缓效应和预测寿命能力。对Willenborg和Maarse模型作了改进,并应用于A1和Ti合金的寿命预测。改进后的Maarse模型明显地提高了预测拉伸超载下和谱载下寿命的精度。文中还讨论了显微组织、应力比和表面状态等对材料疲劳裂纹扩展行为的影响。