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针对航空发动机热端部件涡轮盘榫连接结构微动疲劳现象展开研究,开展了ZSGH4169镍基高温合金榫连接结构在不同温度和不同载荷下的微动疲劳试验。试验发现:在不同工况下,微动疲劳裂纹均产生在榫槽接触区的下缘,且两侧均有裂纹产生。榫连接结构微动疲劳寿命随着试验温度的升高,微动疲劳寿命显著降低;随着载荷的增加,微动疲劳寿命显著降低。温度和载荷都会对滑移幅值产生影响,且微动疲劳寿命随着滑移幅值的增加而降低。使用包含微动疲劳参数的高温微动疲劳寿命预测模型来对ZSGH4169微动疲劳试验进行验证,预测寿命均在2倍误差带内。 相似文献
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几何参数对涡轮榫连接微动疲劳寿命的影响:仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
基于涡轮榫连接结构高低周疲劳试验结果,确定微动疲劳损伤控制参量并建立寿命预测模型。建立涡轮榫连接结构的参数化模型,开展有限元计算,结合试验数据分析了等效应力、接触压力、摩擦力、滑移量等多种损伤参量与微动疲劳寿命的相关性,发现综合考虑疲劳和磨损的FFD(fretting fatigue damage)参量与寿命的相关性最高,相关系数达97%。基于幂函数形式拟合了FFD参量与微动疲劳寿命的关系式,榫连接结构的微动疲劳寿命预测误差在1.5倍分散带内。开展了FFD参数对几何参数的敏感性分析,从数值仿真角度获取不同几何参数对微动疲劳寿命的影响规律:微动疲劳寿命对压力角最敏感,且呈现负相关性。 相似文献
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基于临界面法的燕尾榫连接结构微动疲劳寿命预测 总被引:5,自引:3,他引:2
以航空发动机叶片/轮盘之间的燕尾榫连接结构为研究对象,分析了燕尾榫连接结构接触应力与应变的变化.根据多轴疲劳临界损伤平面原理,在燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命预测研究中引入多轴临界平面法的疲劳损伤参数CCB (Chu-Conle-Bonnen),FS (Fatemi-Socie),MSSR (modified shear stress rang)和SWT (Smith-Watson-Topper).将预测寿命与试验寿命进行对比,结果表明:在预测微动疲劳寿命时,4个参数中寿命预测的最大误差为23%,可较好地预测低周微动疲劳寿命.其中基于临界平面法的SWT参数预测误差最小,为1.23%;4个参数均预测裂纹萌生位置在接触区末端,与试验结果一致.在预测裂纹萌生角度上,FS,MSSR,SWT参数预测结果与试验较一致,CCB参数预测结果与试验结果相差较大.说明基于临界平面法的寿命预测模型具有较好的预测能力. 相似文献
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针对钛合金燕尾榫的高温低周微动疲劳寿命预测问题,通过讨论试验载荷和温度对燕尾榫微动疲劳寿命的影响,发展
了考虑温度影响的修正损伤参量,即拉伸型等效损伤参量SWT和剪切型等效损伤参量FS,建立了能综合考虑温度和损伤参量影响
的燕尾榫高温微动疲劳寿命模型,并拟合出某TC11钛合金燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命模型中所需的材料常数。结果表明:
拟合相关性系数最小为0.9394,证实了该模型的适用性。通过计算拉伸型等效损伤参量SWT和剪切型等效损伤参量FS在榫接触面
上的最大值所在位置预测了微动裂纹的萌生位置,与微动疲劳试验件裂纹的萌生位置一致。利用高温微动疲劳寿命模型对不同
试验载荷和温度下的燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命进行预测,与试验结果相比,预测结果的误差在2倍分散带以内。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2014,(6)
针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式,建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE(微动综合损伤参量),建立了微动疲劳特性的分析流程,对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型,对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测,通过比较不同损伤参量的预测结果,验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。 相似文献
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对钛合金桥式试件进行数值分析与微动疲劳试验研究,提出了用MSWT参数预测裂纹萌生位置的方法和基于MSWT参数的微动疲劳寿命预测模型。试验结果与断口分析表明:疲劳裂纹出现在微动试件的接触区边缘,与MSWT参数预测的裂纹萌生位置一致。利用桥式试件的微动疲劳试验数据,获得了寿命预测模型中的相关参数,并采用相关文献中燕尾榫连接结构的试验结果对该预测模型进行了验证。 相似文献
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针对结构的微动疲劳问题,发展了一种寿命可靠性分析方法。在微动条件下,接触区域处于多轴应力状态,采用基于临界平面法的多轴疲劳参数对结构的微动疲劳寿命进行预测。在确定性寿命计算的基础上,考虑弹性模量、摩擦系数以及寿命预测模型中材料常数的随机性,利用响应面方法,结合Monte-Carlo模拟技术获得结构微动疲劳寿命可靠性模型。最后将此方法用于燕尾榫结构的微动疲劳寿命可靠性分析,验证了所提出方法的可行性和有效性。 相似文献
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