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在对某高压涡轮盘进行低循环疲劳试验时首次考虑了该涡轮盘在发动机实际工作中存在的扭矩。本文首先介绍了该高压涡轮盘加扭试验件的结构强度设计,扭矩加载装置的结构强度设计,以及试验前是如何对高压涡轮盘加扭试验件加载扭矩、试验后又是如何对高压涡轮盘加扭试验件卸去扭矩的:其次介绍了高压涡轮盘加扭试验件低循环疲劳试验的进行情况和裂纹检查结果:最后给出了该高压涡轮盘加扭试验件的试验寿命。 相似文献
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发动机高压两级涡轮盘联合低循环疲劳寿命试验 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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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。 相似文献
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FGH96涡轮盘低循环疲劳寿命分析技术与试验 总被引:4,自引:2,他引:2
分析FGH96涡轮盘的尺寸效应,分析了分别适合于FGH96亚尺寸盘和全尺寸盘的低循环疲劳寿命预测方法.成功设计了FGH96亚尺寸盘、全尺寸裂纹扩展盘试验件;通过低循环疲劳试验,展现了两种不同的低循环疲劳失效机理,验证了提出的低循环疲劳寿命预测方法;通过裂纹扩展试验,获得了FGH96全尺寸轮盘的裂纹扩展特性,揭示了FGH96全尺寸涡轮盘与紧凑拉伸试样裂纹扩展特性具有显著差别的客观规律;获得FGH96全尺寸涡轮盘580℃损伤容限值,明确某发动机高压涡轮盘损伤容限水平. 相似文献
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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. 相似文献
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某型发动机第Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳试验研究 总被引:6,自引:1,他引:5
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。 相似文献
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基于响应面法的涡轮盘低循环疲劳可靠性分析方法 总被引:2,自引:1,他引:1
针对低循环疲劳破坏模式,结合低循环疲劳寿命分析方法与线性损伤准则,提出了基于响应面法的结构可靠性分析方法。将材料属性、载荷以及材料的低循环疲劳性能参数作为随机因素,采用响应面法进行了可靠性分析;以之对某型航空发动机涡轮盘进行低循环疲劳可靠性分析,并将其与蒙特卡罗法进行了比较。结果表明,该方法计算速度较快,精度较高,对研究实际涡轮盘低循环疲劳的可靠性具有较好的实用性。 相似文献
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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。 相似文献
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某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究 总被引:6,自引:3,他引:3
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 相似文献
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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。 相似文献
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通过400 ℃和750 ℃下的单轴应变控制低循环疲劳(LCF)试验获取了一种TiAl合金循环变形行为和低循环疲劳寿命。合金在应变循环载荷下具有较稳定的循环特性,未出现明显的循环软化或循环硬化现象。Ramberg-Osgood方程能够较好地描述合金的循环应力-应变关系,疲劳寿命与总应变幅值近似呈对数线性关系。材料在750 ℃条件下呈现韧性断裂特征,在400 ℃条件下材料脆性特征较为明显。试件失效以层状组织跨层断裂为主,且层间断裂现象都随应变幅的增加而大幅减少,值得注意的是材料在750 ℃时氧化速度明显加快。与Manson-Coffin模型相比较,Cruse-Meyer模型尽管数学形式更简单,材料常数更少,但对具有低温度高应力的叶片榫头部位的寿命预测精度不高,不宜直接用于钛铝合金叶片寿命预测。 相似文献