微动疲劳寿命可靠性分析方法研究

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。     

飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术

搭接件是飞机结构中容易产生微动疲劳损伤的部位。文章回顾了微动磨擦学的发展历史,阐述了微动疲劳的损伤机理,介绍了微动疲劳试验的原理、方法,总结了微动疲劳寿命的影响因素。重点分析了飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术：微动疲劳寿命计算、微动疲劳全寿命模型和微动疲劳寿命模糊可靠性模型。     

基于非线性连续介质损伤力学方法的微动疲劳寿命预测

微动损伤被称为“工业癌症”,为了更加准确预测微动疲劳寿命,本文提出了一种基于多轴非线性连续介质损伤力学(NLCD)模型的微动疲劳寿命预测方法.该方法在Chaboche NLCD模型基础上,引入临界等效塑性应变幅对其进行改进,得到了适用于微动疲劳的NLCD改进模型,对桥式光滑试件和燕尾榫结构模拟件分别进行了微动疲劳寿命预测,与文献试验结果误差分散带在2倍因子之内,且预测裂纹萌生位置与试验吻合良好,验证了本文方法的有效性.     

基于临界面法的燕尾榫连接结构微动疲劳寿命预测

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.      

微动疲劳寿命预测方法研究

本文通过对桥式试件的应力应变数值分析,研究了控制微动疲劳失效的临界面多轴疲劳参数,提出了考虑平均应力修正的MAWT、MFS和NMSSR参数,并开发了这些参数的相应计算程序.MSWT和MFS参数的寿命预测结果基本上都位于3倍误差分散带左右,最大误差达到5倍因子;NMSSR参数预测的微动疲劳寿命基本集中在2倍误差分散带以内,预测结果令人满意.     

确定微动疲劳寿命的附加应力法

通过引进新的微动疲劳参数 ,对微动疲劳寿命进行定量分析。将微动作用的效果作为一种附加应力 ,与普通力学分析中得到的宏观应力一起作为总应力作用于构件。用这个总应力按疲劳寿命计算公式或对照疲劳寿命S -N曲线得到疲劳寿命 ,这个疲劳寿命就是微动疲劳寿命。这种方法称为附加应力法。     

涡轮盘多轴低循环疲劳寿命可靠性分析

多轴低循环疲劳是航空发动机涡轮盘的主要失效模式,应用多轴疲劳寿命预测的等效应变模型和临界面模型对某涡轮盘中心孔的疲劳寿命进行了预测,并与试验寿命进行了对比,得出等效应变模型预测结果均偏于危险,并且误差较大,而临界面模型误差较小,尤其拉伸型破坏的SWT模型误差在10%以内。进一步选取SWT模型进行了涡轮盘的寿命可靠性分析,鉴于多轴疲劳试验复杂、费用高并缺少统计数据,利用现有单轴疲劳试验数据将疲劳性能参数表示为标准正态随机变量的函数,将SWT模型随机化建立多轴疲劳寿命概率模型,得到可靠度0.998 7的涡轮盘寿命,与试验估计给出的技术寿命较为接近。     

NiTi合金榫接结构微动疲劳研究及数值模拟

利用NiTi合金的独特性质,提出了将NiTi合金作为压气机榫接结构的材料.通过有限元软件MSC.Marc进行数值模拟,研究在低周、高低周复合载荷作用下NiTi合金抗微动疲劳特性,并提出利用节点的微动综合参数(FFD)值确定危险点,用名义应力法预测构件的微动疲劳寿命的方法.结果表明:提出的微动疲劳寿命预估方法是合理有效的,NiTi形状记忆合金的抗微动疲劳特性明显优于TC11等普通材料.      

榫连接结构微动疲劳寿命研究

根据航空发动机叶片和轮盘的榫连接结构接触区域的几何特性,对其微动疲劳接触问题进行了简化.通过有限元方法对简化模型进行数值计算分析,获取相应的应力、应变和位移.将临界平面法和微动损伤机理相结合,提出了一个微动损伤参量,并建立相应的微动疲劳寿命预测模型.将TC11试验件和榫连接构件的微动疲劳试验寿命与预测寿命进行比较分析.结果表明:所建立的微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2倍因子以内.      

榫连接结构高温低周微动疲劳试验

针对航空涡扇发动机压气机叶片/轮盘连接结构,设计了一种燕尾榫结构高温微动疲劳试验加载装置,开展了TC11钛合金在200℃及500℃下的微动疲劳试验。通过动态位移及动态应变法实现对燕尾榫微动疲劳萌生寿命的监测。试验中发现微动疲劳裂纹均萌生在燕尾榫接触区域的下边缘,且接触表面存在大量的微动磨屑,属于典型的微动疲劳失效形式。试验结果表明:温度环境对微动疲劳寿命的影响较为明显。随着试验温度的升高,试验件的微动疲劳寿命会逐渐减小。      

多轴随机载荷下的疲劳寿命估算方法

提出了一种多轴随机载荷下的疲劳寿命预测方法.通过雨流计数法对各平面上的剪应变进行循环计数,以统计出的剪应变循环作为多轴疲劳损伤的主要控制参数,将各剪应变循环历程内对应的最大正应力和正应变变程作为多轴疲劳损伤的第二控制参数.根据多轴疲劳寿命模型计算出各平面上的损伤,以最大损伤平面作为多轴随机疲劳的临界平面,通过该临界平面上的损伤计算出多轴随机载荷下的疲劳寿命.采用SNCM630钢,304不锈钢和S45C钢3种金属材料的多轴随机疲劳试验数据对提出的寿命预测方法进行评估和验证.结果表明:疲劳寿命预测结果大都分布在试验结果的2倍分散带之内.     

各向异性材料微动疲劳寿命研究

设计和制造了一套采用液压加载方式来施加法向载荷的微动疲劳试验装置,并且在该装置上进行了各向异性材料DD3与粉末高温合金FGH95以及DZ125与FGH95配对接触的微动疲劳试验,研究其微动疲劳的损伤过程.各向异性材料微动疲劳试验的完成证明了该装置的性能良好.将微动综合损伤参量应用于各向异性材料微动损伤的表征,并建立了DD3和DZ125相应的微动疲劳寿命预测模型.通过微动综合损伤参量的计算分析与试验验证,表明所建立的各向异性材料微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2.8倍因子以内.      

基于连续介质损伤力学的高温微动疲劳寿命预测模型

建立了一种基于连接介质损伤力学(CDM)的高温微动疲劳寿命预测模型用以分析航空发动机榫连接结构在不同温度下的微动疲劳寿命。该模型在现有的基于非线性疲劳损伤累积(NLCD)模型微动疲劳寿命预测模型的基础上，引入温度相关的损伤速率因子以考虑温度对榫连接结构微动疲劳行为的影响。以某型发动机钛合金TC11燕尾榫结构模拟件为研究对象开展不同温度下的微动疲劳寿命数值模拟预测研究，预测结果与试验结果相比在2倍误差范围以内，证明了此寿命预测模型的有效性。      

ZSGH4169榫连接结构微动疲劳试验

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。      

桥式试件微动疲劳寿命预测与试验研究

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。     

基于寿命预测模型的微动疲劳影响因素

以ABAQUS有限元分析软件为工具,通过计算接触面上的接触应力p(x)及切向应力τ分布,求得了Ruiz微动损伤参数k2(x),并以此为基础,建立了一种微动疲劳寿命预测模型,经验证该模型预测值与实验值比较吻合,证明了该模型的合理、有效性。利用所得模型,研究了3种参数变化对微动疲劳寿命的影响,结果表明:在其他参数保持不变的情况下,随着接触压力的增加,微动疲劳寿命迅速下降,在达到一个最低值后,随着压力的增加寿命反而增加;微动疲劳寿命随轴向应力增加而下降;对于较低的接触压力,寿命随压头半径的增加而增加,但在较高的接触压力下,随着压头半径的变化寿命几乎保持不变。