涡轮盘材料低周叠加高周复合疲劳断裂特性研究

航空发动机的载荷谱,包含起飞和着陆间的各种巡航状态,可简化为梯形波表示。在涡轮盘和压气机盘的关键区域,如连接叶片的盘缘,离心力和热应力的变化,以起动——停车作为一个工作循环,称为主循环,是低周疲劳的主要损伤源。在载荷保持期间(巡航状态),局部高应力区可能产生蠕变或应力松弛,实际上还会有低幅值高周振动(称为次循环)应力叠加在主循环上,简化载荷谱如图1所示。这种状态除航空发动机外,在多数动力机械如原子能装置、内燃机等都可能发生。在评定承受低周叠加高周复合作用的构件及材料疲劳断裂性能时,应该考虑高周损伤的重要作用。本文介绍近年来所作初步研究的部分结果。      

涡轮盘用IN718合金的高温低周疲劳及其裂纹扩展特性

研究了IN718合金在360℃、550℃和650℃下的低周疲劳行为及疲劳裂纹扩展速率da/dN,包括循环应力-应变行为、Massing效应、低周疲劳寿命的能量表达以及疲劳裂纹扩展速率,并讨论了保持时间对da/dN的影响。实验结果表明,该合金在各种温度下表现出循环软化,在本文所试温度下具有Massing特性,其塑性应变能与疲劳寿命在双对数坐标中呈现出很好的线性关系,其da/dN随温度的升高而增大,在650℃下保持时间对da/dN的影响很明显,而550℃时则很轻微。     

定向凝固DZ4合金的低周疲劳行为与稳定循环应力

对定向凝固DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳和稳定循环应力应变行为进行了研究,并结合断口观察试验结果,对其疲劳裂纹的萌生与扩展进行了分析。结果表明,DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳属应力疲劳,其损伤以弹性损伤为主,弹性损伤与疲劳寿命具有很好的相关性。加载频率对DZ4合金760℃和800℃下的稳定循环应力均具有一定的影响,尤其是800℃时,各应变下的稳定循环应力均随加载频率的升高而减小。定向凝固DZ4合金高寿命低周疲劳裂纹易于萌生于试样内部或亚表面的柱状晶界,其疲劳裂纹的稳定扩展也较难形成典型的疲劳条带。     

TC4钛合金焊接接头疲劳损伤演变模型研究

对航空发动机焊接式整体叶盘结构,用损伤力学理论研究焊接接头低周疲劳损伤演化规律,以带内变量的热力学为基础,根据低周疲劳损伤特性及耦合的应变等价原理,建立了焊接低周疲劳损伤演变模型。用控制应变的疲劳试验,对航空发动机中常用的TC4钛合金焊接试件进行了疲劳损伤的测量,验证了损伤演变模型。模型中的参数具有明确的物理意义,且容易测量。研究结果对航空发动机焊接式整体叶盘寿命预测有参考价值。      

轮盘槽底低周疲劳寿命预测

航空构件要求重量轻,多半采用弹塑性设计,应力集中区域的材料通常是应变循环而不是应力循环,所以局部应变法已成为比较流行的一种寿命预测方法。本文采用了这种方法。鉴于试验更能真实地反映疲劳累积损伤的过程,所以本文除了用局部应变理论估算寿命之外,还利用光滑试样的疲劳试验预测了轮盘槽底的裂纹起始寿命。实践证明这种寿命预测方法比仅用计算公式估算寿命效果要好。对于中值寿命,轮盘和光滑试样的寿命之比仅为1.2倍。      

FGH96涡轮盘低循环疲劳寿命分析技术与试验

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.      

低周疲劳预损伤对TA11合金高周疲劳强度的影响

试验研究了预先经历一定次数的低周疲劳(low cycle fatigue, LCF)对TA11合金高周疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度的影响.考虑了LCF试验中循环最大应力、应力比和寿命比例等主要参数,根据步进法,利用旋转弯曲疲劳试验,研究了LCF预损伤对标准试件HCF强度的影响规律.结果表明:当循环最大应力为900MPa时,LCF载荷中靠前的循环产生的塑性应变大,因此加载较少的LCF预损伤也会降低该合金HCF强度;不同应力比的LCF预损伤都会降低HCF强度;当LCF预损伤的最大应力远小于材料的屈服强度时,LCF预损伤对HCF强度的影响较小,而当LCF预损伤的最大应力接近或大于材料的屈服强度时,则必须考虑LCF预损伤对TA11合金HCF强度的影响.      

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.     

复杂载荷下疲劳寿命估算

 本文给出了LY12CZ铝合金板材的循环硬化规律;以材料在循环载荷作用下累积的塑性滞后能作为疲劳损伤准则,证明了应力控制等幅循环加载条件下损伤累积随循环次数变化的非线性,导出了材料瞬态塑性应变能的计算公式,算出了破坏发生时材料耗散的总塑性应变能,并给出了它与应力变程的关系。文中把疲劳损伤分为静拉伸损伤与循环损伤两部分,给出了损伤累积模型。以该模型为基础,计算了两级加载、4级加载和程序加载下光滑试件的疲劳寿命。计算结果与试验结果符合很好。     

锻造TC4钛合金电子束焊接接头的疲劳破坏机制

对锻造TC4钛合金电子束焊接(EBW)接头进行了应力控制的高周疲劳试验和应变控制的低周疲劳试验,利用扫描电子显微镜对疲劳断口进行观察与分析,研究了疲劳裂纹的起裂机制.研究结果表明:所有的高周疲劳试样裂纹起裂位置和最后断裂位置均发生在母材区,而低周疲劳试验试样断裂位置表现出不确定性,在焊缝区和母材区均可导致裂纹起裂.高周疲劳载荷下,裂纹起源于表面滑移;低周疲劳时,裂纹可能在接头母材区的表面起裂,也可能在接头焊缝的内部缺陷处起裂,裂纹起裂模式取决于载荷大小.      

某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

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     

A fatigue damage-cumulative model in peridynamics

While the present structural integrity evaluation method is based on the philosophy of assumed similitude, Fatigue and Damage Tolerance (F&DT) evaluations for next generation of air-vehicles require high-fidelity physical models within cyberspace. To serve the needs of F&DT evaluation in digital twin paradigm, a fatigue damage-cumulative model within peridynamic framework is proposed in this paper. Based on the concept of fatigue element block and damage accumulation law in form of Coffin-Manson relationship, the proposed model applies to both fatigue crack initiation and fatigue crack growth; fatigue crack growth rates under constant-amplitude and simple variable-amplitude block loading cases can be well predicted for three common structural materials without inputs of Paris law parameters. Additionally, the proposed model can also be easily extended to a probabilistic version; for verification, multiple-site-damage problems are simulated and the statistic nature of fatigue process in experiments can be well captured. In the end, main features of the proposed model are summarized, and distinctions from the other models are discussed. There may be a potential for the peridynamic damage-cumulative model proposed in this work to numerically predict fatigue problems in digital twin paradigm for future generations of aerospace vehicles.     

镍基高温合金GH536的热疲劳行为

燃烧室火焰筒作为航空发动机的热端关键结构件,在工作过程中受到复杂的循环温度载荷,使其承受热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.根据火焰筒结构和载荷特征,设计了中心孔平板试样以及热疲劳试验,研究了热疲劳载荷条件下GH536平板的裂纹萌生及扩展规律,揭示了GH536的热疲劳破坏机理.研究发现:①热疲劳裂纹以穿晶模式萌生,以沿晶方式扩展并断裂;②随着热疲劳试验中上限温度的升高,裂纹的萌生寿命缩短,裂纹扩展速率加快,试样在800℃时的热疲劳裂纹萌生寿命是900℃裂纹萌生寿命的4.5倍.      

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

为保障直升机被弹击后仍具备充足时间供直升机安全降落,亟需对弹击后传动轴进行损伤容限设计,确保其被击中后仍拥有足够的剩余疲劳寿命.本文提出了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法,可有效预测弹击损伤后的疲劳裂纹扩展寿命.采用该方法对尾传动轴进行弹击动力学仿真分析;其次,发展一种非标准断裂韧度测试方法以获取尾传动轴的断裂...     

外物损伤对不锈钢疲劳强度的影响

基于空气炮法,针对不锈钢平板试样开展了外物损伤（FOD）模拟试验,使用三维体式显微镜观测了损伤的宏观特征,并用扫描电子显微镜观测了损伤的微观特征,模拟外物损伤具有挤压变形、材料的剪切丢失、塑性变形等宏观特征和微小裂纹、塑性变形、微小缺口、片层结构等微观特征.采用步进法对FOD试样进行了高周疲劳试验,试验结果表明FOD使试样的疲劳强度相对未损伤试样下降超过14%,并且随损伤尺寸的增大,试样的疲劳强度基本呈降低的趋势.疲劳源区多为损伤处的微小缺口或微小裂纹,说明FOD为疲劳裂纹的萌生和扩展提供了有利条件.      

对Willenborg以及Maarse迟滞模型的改进及其在Ti-6Al-4V合金中的应用

疲劳裂纹扩展中超载迟滞效应的计算精度与迟滞模型本身所选用的塑性区公式密切相关,为此,本文提出了塑性区修正公式,用它来代替Willenborg模型和Maarse模型中的原塑性区公式。并将原Maarse模型中按△K_(eff)处理得出的材料常数C~*和n~*,改用恒幅下的材料常数C和n来计算。通过对Ti-6Al-4V钛板超载迟滞效应的计算,表明经本文改进后的模型,不仅比原模型的计算精度有了显著的提高,而且使用更为简便。     

铁磁构件残余寿命评估方法

 为研究磁记忆检测技术评估铁磁材料早期损伤的可行性,以磁记忆检测技术为手段,对40Cr钢三点弯曲SE(B)试样进行了常温疲劳裂纹扩展试验,分别测量了试样在相同载荷条件下不同循环周次N时的磁场数据。定义了一种新的磁记忆特征参量,分析并探讨了疲劳裂纹扩展过程中该特征参量的阶段性特征,结果表明该特征参量较传统的磁记忆特征参量变化明显。通过分析磁记忆信号与裂纹扩展寿命、累积疲劳损伤之间的关系,建立了基于磁记忆信号的损伤参量模型,利用该模型可以很好地评估材料的残余寿命,可为磁记忆检测技术在铁磁性材料早期损伤以及残余寿命评估方面的应用提供借鉴作用。     

A theoretical model of semi-elliptic surface crack growth

A theoretical model of semi-elliptic surface crack growth based on the low cycle strain damage accumulation near the crack tip along the cracking direction and the Newman–Raju formula is developed. The crack is regarded as a sharp notch with a small curvature radius and the process zone is assumed to be the size of cyclic plastic zone. The modified Hutchinson, Rice and Rosengren(HRR) formulations are used in the presented study. Assuming that the shape of surface crack front is controlled by two critical points: the deepest point and the surface point.The theoretical model is applied to semi-elliptic surface cracked Al 7075-T6 alloy plate under cyclic loading, and five different initial crack shapes are discussed in present study. Good agreement between experimental and theoretical results is obtained.     

基于等效损伤线实验建立的疲劳寿命分析方法

 通过固定一组循环数进行不同应力水平加载试验,用韧性耗散法测得三种材料等效损伤线族,它显示了损伤场全貌。分析得到的损伤线族方程与实验数据拟合很好,由该损伤线族方程导出了复杂加载下损伤累积模型及疲劳寿命计算方法。用该损伤线模型对 3种材料的二级加载试验进行的寿命预测与实验结果较为一致。在等效损伤假设前提下,本文的等效损伤线模型更为直接可信。     

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.