TMF本构和寿命模型:从光棒到涡轮叶片

针对空心涡轮叶片,发展了考虑瞬态变温效应的热机械疲劳（TMF）本构模型和寿命预测方法。第一,以某涡轮叶片用定向凝固合金DZ125为对象,开展了光棒、缺口TMF试验,结合已有的高温疲劳试验数据,获得了相位、温度范围、应力集中等因素对TMF寿命影响规律;第二,利用材料微观组织分析手段,揭示了导致光棒和缺口TMF失效的疲劳裂纹萌生机理;第三,借助于Chaboche本构模型,进行了各向异性、变温、蠕变损伤修正,建立了考虑变温效应的循环-蠕变本构模型,实现了DZ125合金拉伸、等温循环、蠕变、疲劳-蠕变以及TMF应力应变响应的统一建模和预测;第四,发展了疲劳-蠕变-氧化损伤累积的TMF寿命模型,利用简单纯疲劳和蠕变基础数据获得了寿命模型参数,并进一步发展了名义应力法预测了缺口模拟件的TMF寿命;最后,以某涡轮叶片为对象,进行了模拟飞行载荷谱条件下的瞬态变形响应计算和叶片TMF寿命预测。     

θ参数法在涡轮盘蠕变变形分析中的应用

针对某直接时效ZSGH4169涡轮盘的蠕变变形展开研究,建立了16参数的θ参数法模型,对ZSGH4169高温合金在不同温度、不同载荷下的蠕变曲线进行了模拟;将该模型同有限元程序结合,开发了相应的用户子程序,并验证了子程序的计算能力及计算精度;将模型应用于涡轮盘的蠕变分析。结果表明:该模型能够准确模拟ZSGH4169在650℃及700℃下3个阶段的蠕变行为,与Norton率等传统模型相比,建模能力更强且精度更高,特别是能够开展变载、变温等复杂条件下蠕变的数值模拟。进而获得了涡轮盘盘心孔、盘缘螺栓孔两个危险位置处蠕变应变随时间的变化规律以及应力松弛曲线,其具有工程指导意义。      

定向凝固涡轮叶片的晶体热粘塑性变形与损伤分析

采用一种考虑损伤的单晶体热—粘塑性变形本构模型和迭代求解数值方法,可以描述单晶在变温过程中的应力应变关系,还可以描述单晶在晶体滑移机制控制下的蠕变变形和孔洞型损伤;考虑定向凝固高温涡轮叶片的柱晶结构,应用本文模型和算法对包含若干个柱晶晶粒的定向凝固气冷涡轮叶片进行不均匀温度场下的变温热粘塑性蠕变和损伤分析。分析结果表明:该涡轮叶片在本文考虑条件下处于较低的应力水平,500小时叶尖蠕变伸长低于0.006mm。      

单晶材料涡轮叶片的循环蠕变分析

对ＤＤ３材料单晶涡轮叶片进行了应力循环和应力、温度同时循环下蠕变计算,得到了叶片在两种情况下的循环蠕变结果,并对两种结果和静态蠕变作了对比分析,从而为了解叶片在实际变工况下的循环蠕变行为提供了理论依据。     

归一化参数蠕变模型的程序实现与验证

为了准确模拟实际构件的蠕变行为和应力松弛效应,在通用有限元程序环境下,利用其提供的用户可编程特性工具,将所发展的一种能完整描述蠕变3个阶段变形特征的归一化参数模型编制成用户子程序.考查了子程序计算结果与试验数据的差异、时间步长对计算结果的影响,并对不同规模有限元模型的计算耗时作了对比分析.针对变载(应力、温度)情形,在子程序中实现了时间硬化理论和应变硬化理论,并提出的介于两者之间的相对时间硬化理论.对带孔平板进行了实例计算,表明所发展的模型能够与有限元结果对实际结构进行蠕变模拟,计算结果的规律说明所发展的方法可较好地模拟实际构件的蠕变行为和应力松弛效应,验证了子程序的有效性.      

某涡轴发动机涡轮叶片尾缘孔的蠕变-疲劳寿命预测方法

针对某涡轴发动机的涡轮叶片,建立了考虑应力松弛的蠕变-疲劳寿命分析方法。通过在黏塑性理论框架内耦合蠕变损伤,对某高温合金的非线性蠕变变形进行了数值模拟。结果表明:基于对某涡轮叶片的弹塑性-蠕变分析研究,明确了叶片上前缘和尾缘等关键部位的蠕变损伤及其演化规律,也为确定叶片上的局部危险点提供了一种方法。该模型针对弹塑性应力应变曲线计算误差小于5%,而针对蠕变曲线的模拟精度则处于材料蠕变变形固有属性分散范围内。借助于线性损伤累积寿命理论,分析得到了某涡轮叶片尾缘孔局部考虑了应力松弛的蠕变-疲劳寿命,从而为叶片寿命评价提供了更为合理、工程化应用更好的方法。      

基于归一化参数模型的涡轮盘和涡轮叶片蠕变分析

为完整描述构件3个阶段的蠕变变形计算,结合所发展的各向同性材料的归一化参数蠕变模型,进一步拓展到正交各向异性材料的归一化参数蠕变模型并进行适用性验证。应用所编制的子程序对高温材料涡轮盘和定向结晶材料涡轮叶片结构,进行了蠕变变形及应力松弛效应计算分析。结果表明：经过一定时间的蠕变变形,涡轮盘和涡轮叶片的高应力区会出现应力松弛。总体上轮盘的应力分布更加均匀,静力分析得到的轮盘中心孔、螺栓孔边和轮缘辐板过渡段处高应力区,由于存在蠕变变形,均出现较明显的应力松弛,但是盘中心孔处的应力松弛幅度较小,可能长时间处于高应力状态,应作为结构设计的危险部位重点考查;涡轮叶片也具有同样的应力松弛蠕变效应,特别是随着蠕变变形的增大,叶尖径向变形(位移)逐渐增大,在结构设计中,应考虑叶片叶尖与机匣长期工作径向碰摩而带来的不利影响。     

单晶涡轮叶片的蠕变计算分析

介绍了DD3单晶叶片的蠕变计算分析方法,并用非线性有限元程序ANSYS对某型号发动机的涡轮叶片作了蠕变计算。同时分析了单晶材料的工程常数对蠕变的应力,蠕变应变和位移的影响,并与国外相应的单晶材料的计算结果作了对比分析。从计算结果分析说明DD3材料的单晶叶片抗蠕变性能是优异的。这对单晶叶片的选材和设计有其重要参考价值。     

基于梁理论的涡轮冷却叶片蠕变计算

提出一种以梁理论为基础,采用累积损伤理论,利用材料的拉逊-米勒曲线方程计算给定外载荷作用下的等效应力,然后再利用材料的蠕变曲线计算涡轮叶片蠕变变形的方法。使用该方法对航空发动机燃气涡轮工作叶片在经历5个工况后叶尖的蠕变伸长量的平均值进行计算,并与发动机持久试车结果进行对比。结果表明,该方法所得叶尖平均蠕变伸长量与试车后的叶尖最大残余变形的误差为14.0%,验证了该方法在一定精度范围内的有效性。     

黏弹性树脂基三维编织复合材料的变温松弛模量

 利用均匀化方法,计算了树脂基三维编织复合材料在不同温度下的恒温松弛模量,通过对计算结果的分析,提出了树脂基三维编织复合材料松弛模量具有时温等效性的假设,并用数值方法验证了此假设的合理性。以该假设为基础,建立了由树脂基三维编织复合材料恒温松弛模量确定其变温松弛模量的一般方法。对模型施加合理的周期性边界条件后计算了材料编织方向的变温松弛模量,并对比了不同温度变化速率对变温松弛模量的影响。结果表明,对应于不同的温度变化历史,树脂基三维编织复合材料有不同的变温松弛模量,但稳态值相同,且快速升温可明显缩短变温松弛模量到达稳态的时间。     

航空发动机涡轮叶片疲劳—蠕变寿命试验技术研究

涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣,结构最复杂的零件之一,也是发动机断裂故障多发件之一。由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用,因此在涡轮叶片定寿中,不能将叶片的蠕变和疲劳寿命割裂开,而必须充分考虑疲劳—蠕变交互作用的影响。目前理论上对结构疲劳—蠕变寿命的预测方法还很不完善,故对涡轮叶片开展疲劳—蠕变寿命试验研究是叶片设计和定寿工作中的重要环节。本文对涡轮叶片疲劳—蠕变试验技术进行了综合论述。文中特别强调了试验载荷谱确定和叶片模拟试验件设计的关键技术环节,同时还介绍了一种专门适用于叶片疲劳—蠕变试验的基于机电伺服加载系统的疲劳蠕变综合试验器。      

DZ125带小孔构件低循环/保载疲劳试验与分析

进行了定向结晶合金DZ125带小孔构件在高温下的低循环/保载疲劳试验.此构件试验用来部分模拟航空发动机气膜冷却的空心涡轮转子叶片, 试验方案根据空心涡轮转子叶片的几何特征和所承受的温度及载荷状况来设计.介绍了试验方案和试验结果分析, 包括寿命分析、试验裂纹扩展规律分析和金相分析.结果表明小孔应力集中和保载是构件破坏的主要原因, 孔边电火花加工特征对裂纹萌生起到决定性影响.      

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。      

定向凝固涡轮叶片不同部位材料持久强度差异

为了研究定向凝固涡轮叶片因不同部位显微组织不同而引起的宏观持久强度的差异,根据典型涡轮叶片几何特征,设计了两类叶片模拟件(缘板、叶冠模拟件)和对比试件(标准平板试件),开展了持久试验及对比研究,试验结果表明:缘板、叶冠模拟件的持久寿命分别为对比试件持久寿命的94.22%和75.65%.这说明了定向凝固涡轮叶片不同部位的持久强度存在差异,这种差异需要在定向凝固涡轮叶片结构、寿命设计中加以考虑.研究结果对提高定向凝固涡轮叶片设计水平、改进定向凝固成形工艺具有重要意义.      

服役工作条件对涡轮转子叶片蠕变寿命的影响

基于Larson-Miller蠕变寿命理论,定量地分析了高压涡轮相对转速、飞行高度H、径向温度分布系数(RTDF)偏离设计状态时对涡轮转子叶片蠕变寿命的影响.结果表明:以叶根位置来看,高压涡轮相对转速从参考状态减小2%,导致叶片温度减小6%,叶片应力减小6%,使蠕变寿命因子从1增大到186.H增大导致叶片温度增大、叶片应力减小.从叶根位置来看,在温度和应力的综合作用下,H偏离参考状态时,蠕变寿命因子减小;而远离叶根位置,温度对蠕变寿命因子的影响越来越大,蠕变寿命因子随着H的减小而增大.RTDF减小导致叶片温度减小,使蠕变寿命因子随之增大.      

晶体取向的偏差和随机性对镍基单晶叶片强度与蠕变寿命的影响

本文提出双参数蠕变损伤模型用以模拟镍基单晶合金叶片的强度和寿命。该模型得到单轴应力状态和模拟叶片、双剪切试样复杂应力状态的考核。叶片分析表明:单晶叶片轴向的偏角增大,强度的分散性变大。两个不受控的晶体取向变化时,滑移系的分切应力最大有15%的变化;轴向的偏角的增大,寿命的分散性变大,15°的偏角,寿命偏差6倍。两个不受控的晶体取向变化时,寿命有50%的变化。结果表明:对叶片进行3维取向优化,可以提高叶片的蠕变寿命。      

疲劳／蠕变复合作用下聚碳酸酯的交互损伤研究

探讨了在疲劳/蠕变复合作用下聚碳酸酯的损伤交互作用。结果表明,在疲劳/蠕变复合作用下聚碳酸酯存在疲劳和蠕变的交互损伤,其断裂寿命比纯疲劳或纯蠕变的断裂寿命低;断裂机制是由于疲劳循环载荷周期变化导致分子链和链段伸长/收缩往复运动,使在蠕变单向外力作用中受阻的分子链和链段松动和活化,从而促进蠕变运动和断裂。并且,疲劳/蠕变的交互损伤程度与温度密切相关。聚碳酸酯在较低温度的疲劳/蠕变交互损伤作用大于较高温度的交互损伤作用。随温度升高,疲劳/蠕变断裂寿命下降是疲劳和蠕变各自的单独损伤增加所致。