压气机叶片疲劳可靠度及寿命的预测方法

提出在缺乏零件工作载荷谱时, 进行该零件疲劳可靠性设计计算的方法。用使用过一段时间后的零件进行疲劳试验, 根据这些试验数据统计出剩余疲劳损伤强度, 利用它确定该零件在工作寿命期间的总疲劳损伤量。然后用疲劳累积损伤可靠性模型进行零件疲劳可靠性设计计算。并以航空发动机压气机工作叶片为例, 说明如何使用剩余疲劳损伤强度预测叶片的可靠度或寿命。      

复合材料盒段静力,耐久性和损伤容限一体化试验研究

本文通过某军机机翼整体油箱盒段在国内首次成功地完成了静力、耐久性和损伤容限一体化试验,给出了一整套符合结构完整性大纲要求的验证技术和工程上实用的试验程序;探索了试件上预制模拟各种低速冲击的人工损伤对复合材料结构静力、耐久性和损伤害限特性的影响程度;证实了用加重谱进行复合材料结构耐久性和损伤容限试验是解决复合材料疲劳分散性的有效技术途径;证明了复合材料盒段在引入冲击损伤后用加重谱进行耐久性试验,其密封功能仍满足国军标要求;验证了以冲击压缩破坏曲线的门槛值为基础确定设计许用应变值进行设计的复合材料结构具有“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”特性。同时指出了该设计思想的保守性和局限性,提出了更新上述设计思想的研究方向。     

单轴非线性连续疲劳损伤累积模型的研究

首先在连续疲劳损伤理论的基础上,根据疲劳损伤过程中金属材料韧性的变化特点,建立一种新的非线性疲劳损伤累积模型。该模型考虑了疲劳极限、平均应力以及损伤参量与加载参数的不可分离的特点,并且能够反映出加载顺序的影响。然后推导出该疲劳损伤累积模型在多级加载下的递推公式。经３种金属材料的疲劳试验数据验证结果表明,用该模型预测疲劳寿命,其结果令人满意的。     

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.     

基于损伤力学的飞机铆接结构疲劳损伤分析

将损伤力学-有限元方法应用于飞机襟翼蒙皮铆接结构的改进设计中,得到了结构改进前后的疲劳损伤演化过程和疲劳寿命,并通过分析损伤场的演化来研究铆接细节的改进对于铆接结构疲劳性能的影响;对改进前后的铆接试验件进行疲劳试验,并与损伤力学方法分析结果进行比较,验证了方法的正确性。     

涡轮叶片耦合疲劳寿命预测与试验验证

为了解决涡轮转子叶片在温度、离心力和气动/噪声联合载荷作用下的疲劳强度问题,开展了高低周复合载荷谱分解方法和基于高低周载荷的全时域蠕变损伤累积模型研究,提出了同时考虑蠕变损伤、低周疲劳损伤和高周疲劳损伤的耦合疲劳寿命预测方法。同时,通过正交载荷解耦和耦合载荷协调加载控制等关键技术的应用,开发了高温环境下的高低周复合疲劳试验平台。最终,基于设计的涡轮叶片模拟件,完成了耦合疲劳寿命预测和试验验证。结果表明:模拟试件的耦合疲劳寿命试验结果分散系数为1.01,耦合疲劳寿命的预测结果与试验结果偏差小于24%,从而验证了疲劳寿命预测模型的正确性,为我国航空发动机热端部件的疲劳强度设计和验证提供了有效的技术途径。      

复合材料盒段耐久性损伤容限试验研究

以冲击损伤容限设计思想为基础,按冲击压缩破坏曲线的门槛值确定设计许用值进行设计的复合材料结构,一般认为“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”的结论成立,DAC8号复合材料机翼的设计遵循了这一设计思想。为验证上述结论选取复合材料机翼主受力盒段即油箱盒段,进行了耐久性损伤容限试验研究。结果表明,引入8～15J人工冲击损伤4处,并在1.15倍加重谱下进行了2倍寿命耐久性试验和2倍寿命损伤容限试验的结构,其剩余承载能力仍达到无损结构承载能力的80％以上,且试验过程中和试验结束后的无损检测均未发现预制的人工损伤发生扩展,证实了“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”结论的正确性。     

疲劳损伤阀值研究

 提出了一种新的疲劳损伤阀值,它是一个随机变量。疲劳寿命在一定显著水平下服从对数正态分布,由此可以证明疲劳损伤阀值服从正态分布。另外,通过统计检验,验证线性累积损伤也服从正态分布。因此,新定义的疲劳损伤阀值与线性累积损伤之间在分布形态上是一致的。还给出了带有可靠度和置信度的疲劳损伤阀值。     

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.     

飞机长寿命设计与评定技术研究

简述了某型教练机长寿命设计与评定技术。在设计各阶段对飞机结构进行抗疲劳耐久性细节设计与研究,严格控制结构设计细节;在寿命评定阶段通过载荷谱飞行实测而编制出真实可靠的载荷谱,进行疲劳/损伤容限分析、全尺寸疲劳/损伤容限试验,验证了某型教练机达到了8000飞行小时的寿命指标。所取得的技术成果,为今后的长寿命飞机研制提供了技术支持。     

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.      

民用飞机桶段试验及结果分析

为了获取某民用飞机机身桶段结构承载特性以及疲劳、损伤容限性能,采用全尺寸桶段疲劳及损伤容限试验进行了验证,并对试验结果进行了深入的研究,在整体有限元模拟、结构应力及传载分析、结构疲劳问题处理、结构损伤容限性能评估、维修概念验证等多个方面进行了分析及结构优化。分析结果证明,全尺寸桶段试验试验模拟的真实性及高效性远高于结构件试验,试验整个设计及数据分析过程对后续新机型桶段试验设计及试验数据分析都有着较高的参考价值。     

蜂窝夹芯板疲劳研究进展

蜂窝夹芯板在航空航天领域的应用越来越广泛,其应用过程中出现的疲劳问题也日渐突出,目前关于其疲劳问题的研究还很少,研究采用的试验方法也各不相同,且不同试验方法下,蜂窝夹芯板的疲劳过程具有较大差异。本文回顾了蜂窝夹芯板的疲劳研究进展,通过对比不同试验方法下蜂窝夹芯板的疲劳损伤过程,总结出其疲劳性能的异同点;通过介绍蜂窝夹芯板的疲劳试验方法、疲劳损伤过程、疲劳寿命预测方法以及疲劳寿命曲线,指出了蜂窝夹芯板疲劳寿命领域值得研究的问题以及需要进一步关注的方向。     

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。      

复杂载荷情况下平均应力修正方法

对于复杂载荷下的疲劳问题,应该把平均应力效应分为“静态效应”和“动态效应”两个方面。静态效应只影响最终断裂条件,而动态效应影响疲劳过程中的损伤演化规律和强度退化速率。因此,在计算累积损伤时,只需考虑平均应力的动态效应。根据传统的研究结果及对一些试验数据的分析,提出了一个用于复杂载荷损伤分析计算的“损伤当量应力”,以修正平均应力对疲劳损伤的影响。     

球轴承接触疲劳寿命预估的损伤力学-有限元法

以线弹性力学及连续损伤力学为基础,构建球轴承接触疲劳的损伤演化方程。利用轴承钢GCr15扭转疲劳试验数据拟合得到损伤演化方程中的材质参数。通过该方程预估轴承钢GCr15的扭转疲劳寿命,其结果与试验数据吻合。采用ABAQUS有限元分析软件仿真得到6206球轴承的接触应力分布并分析了6206球轴承最大接触应力区。根据6206球轴承的载荷及应力应变状态将最大接触应力区简化为二维平面应力模型。在此基础上预估了6206球轴承的接触疲劳寿命。设计并进行了6206球轴承疲劳强化试验。轴承接触疲劳剥落都萌生于内圈,与应力仿真分析结果相契合。三个试验轴承的试验与预估接触疲劳寿命的相对误差分别为29.52%、3.03%和51.16%,验证了接触疲劳寿命预估方法的有效性。研究表明采用损伤力学预估球轴承的接触疲劳寿命是工程中可行且实用的方法。      

用塑性滞后能原理估算随机载荷下的疲劳寿命

 材料的疲劳损伤包括静力损伤和循环损伤,静力损伤为第一次静力加载引起的塑性应变能与静力韧性之比；循环损伤由循环塑性滞后能与疲劳韧性之比来计算,计算中计及了材料循环硬化（或软化）引起的屈服应力增大（或减小）的影响。为了简化计算,假设在循环加载时应力一应变曲线均按迟滞回线规律变化；不同应力变程下材料疲劳韧性可由对称循环的应力控制疲劳试验确定。本文提出了一种比较合理又便于工程应用的、用塑性滞后能原理估算随机载荷下疲劳寿命的新方法,初步的试验验证是令人满意的。     

薄壁结构高温随机振动疲劳分析方法有效性验证

为了研究航空薄壁结构高温随机振动疲劳破坏机理,得到可靠的疲劳寿命分析方法,针对根部固支的GH188薄壁结构进行了数值仿真。重点研究了不同温度和不同振动量级组合下,薄壁结构危险点位置轴向动应力响应规律。采用改进的雨流计数法绘制出雨流循环矩阵和雨流损伤矩阵,结合疲劳累积损伤理论估算薄壁结构的疲劳寿命。通过高温随机振动疲劳试验对上述仿真结果进行验证。结果表明:数值仿真对结构破坏位置判断准确,不同温度和随机振动载荷作用下响应的计算值与试验值获得很好的一致性,响应峰值频率误差在1%~3%,结构疲劳寿命与试验结果处于同一量级,证明了高温随机振动疲劳分析方法的有效性和精度以及仿真结果的可靠性。     

寿命系数定寿的原理和方法

通过对疲劳载荷谱损伤值的研究,发现金属材料的疲劳寿命与疲劳试验载荷谱损伤值成线性关系,即金属材料的疲劳寿命随疲劳试验载荷谱的轻重成线性关系。由此规律推导出寿命系数,通过寿命系数可以降低全尺构件的疲劳试验时间。根据已有的疲劳试验数据研究的寿命系数值显示,在平均谱(疲劳损伤值为50%)基础上加重至58.33%损伤谱可降低全尺寸疲劳试验时间11%,75%损伤谱可降低36%,91.5%损伤谱可降低51%。由此得出:为了减少全尺疲劳试验时间,可以用加重载荷谱进行全尺寸疲劳试验,获得重谱下的寿命,再利用样件的寿命系数将其还原到平均谱下的平均寿命,然后用规范规定的疲劳分散系数除以平均寿命,给出使用寿命。这样既实现了减少疲劳试验时间的目的,又不违背规范规定的疲劳分散数值,使飞机定寿既经济又可靠。     

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.