基于应力场强方法的多轴高周疲劳寿命分析及应用

在多轴高周疲劳临界面的基础上,将应力场强方法计算的某一临界尺度内的平均应力作为控制疲劳损伤的特征应力,进而建立一种新的基于应力场强的多轴高周疲劳寿命估算方法,结合某型飞机中央翼1墙法兰盘部位全机疲劳试验,将该方法计算结果与名义应力法、McDiarmid法、Susmel法及全机疲劳试验结果进行比较,结果表明,该方法可以较好地预测多轴高周疲劳寿命。     

比例与非比例加载下30CrMnSiA钢多轴高周疲劳失效分析

为了分析比例与非比例加载下,30CrMnSiA钢的多轴高周疲劳的失效规律。通过对30CrMnSiA钢材料开展比例与非比例(δ=90°)加载下的多轴高周疲劳试验,研究了应力幅比和相位差对疲劳寿命、断口特征及裂纹起裂角度的影响。试验结果表明,对于比例与非比例加载,随着应力幅比的增大,多轴疲劳寿命逐渐增加。对疲劳断口分析发现,裂纹萌生于试件表面,断口有明显的疲劳源区、扩展区和瞬断区,不同加载路径下的试件断口形式有明显差异。通过对起裂角度的分析发现,应力幅比大于0.25时表面裂纹有明显的第Ⅰ阶段向第Ⅱ阶段的转变,且第Ⅰ阶段沿着接近最大剪应力幅值平面方向扩展,第Ⅱ阶段沿着接近最大正应力平面方向扩展。此外,对典型试件的疲劳断口及表面扩展路径进行了分析,研究表明多轴疲劳试验试件裂纹的特征比值在0.3~0.5之间,且裂纹沿深度方向扩展至300 μm时占总寿命的85%以上。      

拉扭复合加载下相位差对2A12-T4铝合金高周疲劳失效的影响

采用航空工业常用材料2A12-T4铝合金,针对不同应力幅比,进行了拉扭复合加载下相位差对多轴高周疲劳失效的影响试验,研究了恒定应力幅比λ=1下相位差对多轴疲劳失效的影响,对不同应力幅比下疲劳寿命随着相位差的变化进行了对比,并分析了λ=1时不同相位差下试样的断裂形式。结果表明,在相同的Von-Mises等效应力下,当应力幅比λ=1时,随着相位差的增大,疲劳寿命逐渐升高,且与相位差的正弦近似成指数关系。在不同应力幅比下随着相位差的增大,疲劳寿命均呈现升高的趋势,但只有λ=1的情况对疲劳寿命的影响最大。试件断裂呈现Ⅰ型与Ⅱ型的混合型破坏特征,随着相位差的增大,试件断裂由Ⅰ型裂纹占主导逐渐过渡到Ⅱ型裂纹占主导。     

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。     

涡轮叶片高温多轴低周疲劳/蠕变寿命研究

针对航空发动机涡轮转子叶片工作环境,对Manson-Coffin多轴疲劳预测方程和SWT(Smith-Waston-Topper)公式进行修正,同时采用尚德广多轴疲劳损伤参量,给出涡轮叶片新的疲劳寿命预测方法,以适应涡轮叶片高温变幅非比例加载下疲劳损伤情况.通过算例计算了某涡轮叶片疲劳寿命及1000 h的总损伤,与叶片实际疲劳破坏相吻合,验证该高温多轴疲劳损伤计算模型的合理性和可行性.      

平均应力对30CrMnSiA钢多轴疲劳失效的影响

对30CrMnSiA高强钢实心圆棒试件进行了存在平均应力及相位差下拉-扭复合加载的多轴高周疲劳试验,对不同平均应力及相位差下的试验数据、平面应力特点进行了分析和研究。试验结果表明,对于不存在平均应力的情况,随着相位差的增大,疲劳寿命逐渐增大。对于存在平均应力的情况,无论是平均拉伸应力还是平均切应力,随着相位差的增大,疲劳寿命逐渐减小。采用最大切应力幅平面上的切应力幅与最大正应力线性组合的准则进行寿命预测发现,对于某些试验情况,随着平均应力的增大,试验寿命与预测寿命变化规律相反。此外,通过测量试件初始起裂的角度并与最大切应力幅平面对比发现,多轴加载下的30CrMnSiA高强钢初始裂纹起裂方向接近最大切应力幅平面。最后通过应力分析说明了采用最大切应力幅平面上的切应力幅与最大正应力线性组合的准则存在的缺陷。      

外物损伤对压气机叶片高周疲劳强度的影响研究进展

针对外物损伤（FOD）对压气机叶片高周疲劳（HCF）强度的影响特点及其规律,总结了国内外研究现状及预期发展趋势。从FOD特征对压气机叶片HCF强度的影响、残余应力以及激光强化对HCF强度的影响、FOD叶片数值模拟以及FOD叶片寿命模型等方面,对现有研究成果进行综述。分析表明：FOD从多方面影响着压气机叶片的HCF强度,并有着一定的规律性,如：60°是较为危险的一种冲击角度,随着外物冲击损伤深度的增加会降低叶片的强度,残余拉应力的产生可以提高叶片疲劳强度,适当的表面处理同样可以提高叶片的强度。现有的FOD对压气机叶片HCF强度研究存在以下问题：试验有待进一步改进,理论模型有待深入研究,残余应力对叶片HCF强度的影响规律尚不统一等。     

复合材料风扇叶片高周疲劳薄弱点位置预测

提出了一种复合材料风扇叶片高周疲劳薄弱点位置预测方法.利用铺层信息文件,在ACP(ANSYS Composite Pre-Post)中通过壳单元法向拉伸建立全尺寸风扇叶片有限元模型,基于ANSYS-Work-bench和Tecplot底层函数接口,开发的后处理程序完成铺层叶片有限元数据提取和数据库建立.根据复合材料CL...     

旋转弯曲和超声波循环加载高周疲劳性能对比分析

通过旋转弯曲(频率52.5 Hz,103～108周次)和超声波(频率20 kHz,5×104～109周次)轴向循环载荷疲劳实验,研究不同应力比(R)、加载方式和夹杂物对CL60钢高周、超高周疲劳性能的影响.结果表明:所有S-N曲线均呈现水平渐进趋势,并具有明确的疲劳极限;应力比R=-1情况下,通过超声波实验获得的疲劳强度(260～270 MPa)比旋转弯曲获得的疲劳强度(400～410 MPa)低140～150 MPa,并且应力比R=0.3的超声波疲劳极限值在195～205 MPa的范围内;旋转弯曲疲劳实验的疲劳裂纹起源于试件的表面,超声波疲劳实验的表面和内部均有裂纹萌生,且裂纹均在MnS夹杂物附近产生,与应力比大小无关.采用有限元方法研究了MnS夹杂物对裂纹萌生和扩展的影响,椭圆 MnS夹杂物的侧面相较于尖端位置应力集中水平更高,导致裂纹从夹杂物侧面萌生.     

航空发动机叶片多轴疲劳试验研究进展

近几年航空发动机叶片失效分析的统计表明,叶片失效多由离心力叠加异常振动的多轴疲劳载荷引起.总结现有单一载荷加载、双轴载荷加载等多轴疲劳试验方法的优缺点,并分析其在评价航空发动机叶片多轴疲劳时存在的问题.重点介绍目前国际上最新研制的可有效模拟发动机叶片受力状态的拉伸-弯曲振动多轴疲劳试验方法.建议尽快建立适合我国航空发动机叶片的多轴疲劳试验系统.     

激光冲击强化提高压气机叶片疲劳性能研究

根据1Cr11Ni2W2MoV不锈钢材料性能,确定了激光冲击强化参数;并通过标准试片疲劳试验,验证了该参数条件下激光冲击强化提高不锈钢材料振动疲劳寿命的有效性.设计了不锈钢叶片振动疲劳试验,确定了叶片冲击强化部位和方式,对强化叶片进行了型面检查、一阶弯曲振动疲劳试验和强化机理研究.结果表明:激光冲击强化后的叶片各个截面尺寸在设计范围之内,强化后叶片的应力-循环次数(S-N)曲线往上移动,提高了叶片的疲劳强度,在660MPa应力水平下,叶片的振动中值疲劳寿命提高70%;激光冲击强化引起的残余应力和表层微观组织变化是疲劳强度提高的主要原因.      

某型航空发动机压气机二级转子叶片掉块故障分析

某型航空发动机压气机转子铝叶片多次发生掉块故障,且多发生于一、四、五、六级叶片靠近排气边处。本文针对一起发动机外场使用后压气机二级转子叶片排气边掉块故障进行原因分析,制定了相关预防措施,为同类故障的排查和预防提供参考。     

某系列发动机压气机转子叶片技术寿命研究

提出了1种基于\"叶片剩余振动疲劳强度储备\"概念的寿命预估法.在大量的计算分析和试验基础上,综合考虑叶片低循环疲劳寿命、稳态应力、构件的实际疲劳强度衰减规律、实测振动应力等因素,并结合外场使用情况,对压气机转子叶片进行了寿命综合评估.该方法已应用在某系列发动机压气机转子叶片技术寿命研究中,对压气机转子叶片寿命的研究而言是一次有益的探索.     

压气机叶片复合疲劳试验系统的设计及疲劳寿命分析

为了模拟航空发动机工作典型状况,研究高低周复合疲劳对某型一级压气机叶片疲劳性能的影响,设计了高低周复合疲劳试验系统,进行了复合疲劳试验,振动试验及仿真分析;确定了叶片一阶振动频率为1530Hz,得出复合疲劳试验较纯低周加载缩短叶片寿命的作用高达586%。通过分析中值S N曲线和P S N曲线, S N曲线拟合系数高达099。通过对复合疲劳试验后的叶片断口进行分析,叶片断口的宏观和微观性状均出现了明显的疲劳源、高周扩展区、低周扩展区以及瞬断区,找到了叶片的断裂经历了高低周复合疲劳作用形成的明显特征区,最后说明了复合疲劳试验系统设计的合理性和可行性。      

一种新的多轴缺口疲劳寿命预测方法

本文以LY12CZ铝合金缺口薄壁试验件为研究对象,首先进行了有限元分析,得到了相应的K_T,并插值得到S-N曲线;然后创新性地提出了一个在工程中较为方便应用的等效应力的公式,根据此公式计算得到的等效应力对传统的名义应力法进行了改进。最后对缺口试验件进行了五级常幅多轴加载试验。缺口多轴疲劳试验证明,采用本文中的改进的名义应力法计算的缺口多轴寿命具有较高的准确度,试验寿命和预测寿命误差均处于两倍误差带范围之内。     

高压压气机低速模拟试验

 设计了一台用于模拟高压压气机内部流场结构的四级重复级低速大尺寸模型压气机。对该低速模型压气机的模拟级(即第3级)进行了详细流场测量。流场测量结果以及三维流场计算结果与模拟目标值的对比表明,低速模型压气机基本达到了设计目标,在70%叶高以下,低速模型压气机可以反映出高速原型的流场结构,同时也表明所采用的\"相似准则\"是基本可靠的;受加工因素的影响,转子叶片的叶尖间隙明显大于设计值,从而导致在70%叶高以上区域,低速模型压气机的流场参数与设计目标存在一定的偏差,无法模拟出高速原型的流场结构。     

激光沉积Ti-6Al-2Zr-Mo-V钛合金高周疲劳性能

 疲劳失效是钛合金工业应用中最重要的失效方式,疲劳强度是钛合金应用的关键性指标。为了研究激光沉积Ti-6Al-2Zr-Mo-V钛合金的疲劳性能和行为,在625 MPa到900 MPa不同应力水平下进行了室温高周疲劳(HCF)测试(应力比R=0.1,加载频率f=120~130 Hz),完成了疲劳断口表面分析。研究了气孔存在及分布对激光沉积Ti-6Al-2Zr-Mo-V钛合金疲劳性能的影响。激光沉积钛合金具有细小α/β片层组织。分析结果显示,虽然疲劳源区有气孔存在,激光沉积Ti-6Al-2Zr-Mo-V钛合金仍然具有优异的疲劳性能。取向丰富细小的α/β片层组织能有效减小疲劳源区滑移长度。分析结果还表明,应力水平对疲劳行为有一定影响。