涡轮盘低循环疲劳寿命的概率分析

疲劳寿命呈现异方差特性,其标准差随弹性应变幅和塑性应变幅的减小而增大,因此在Man-son-Coffin公式中引入标准正态变量μ和线性标准差σ_e,σ_p,将ε-N曲线参数表示为标准正态变量μ的函数,建立了低循环疲劳寿命的概率模型.针对某涡轮盘材料,在低循环疲劳试验数据的基础上应用异方差回归分析方法获得了概率模型的参数,应用该模型对涡轮盘销钉孔的低循环疲劳寿命进行了Monte-Carlo数值模拟,获到了寿命的概率分布.得到可靠度0.998 7的概率寿命与轮盘技术寿命相一致,相对误差仅为4%.该模型参数均来自疲劳试验数据的统计分析,寿命预测精度高,具有较好的工程应用前景.      

涡轮盘低循环疲劳寿命概率分析

大量试验证明疲劳寿命符合对数正态分布,并且对数寿命标准差随应变水平降低而增大;在此基础上,引入对数寿命的线性标准差及标准正态随机变量μ,将Mason-Coffin公式随机化,疲劳性能参数均表示为μ的函数,建立了基于试验数据统计分析的概率寿命模型.对GH4133材料疲劳试验数据进行线性异方差回归分析,得到了疲劳性能参数的随机表达式及概率密度曲线,各参数并不服从正态分布或对数正态分布.应用该模型对某涡轮盘进行了低循环疲劳寿命可靠性分析,获得了轮盘寿命分布,对应最大概率和可靠度0.9987的寿命均与轮盘的试验分析相吻合.     

轮盘低循环疲劳寿命预测方法研究及试验验证

针对轮盘低循环疲劳载荷非对称及其主要寿命区限,提出了一种简化的Walker应变寿命预测模型,在寿命预测中考虑了轮盘危险部位数目的影响.进行了GH4133材料轴向应变控制的低循环疲劳试验;设计了涡轮盘低循环疲劳试验件,在旋转试验器上进行了涡轮盘的高温低循环疲劳试验.结果表明:轮盘低循环疲劳寿命预测方法是有效的,对试验涡轮盘的寿命预测精度在2倍散度以内.     

ε-N曲线和P-ε-N曲线整体推断方法

由于应变疲劳试验数据在lgΔεe-lgN (或 lgΔεp-lgN )坐标系中呈现散点形式,并且疲劳寿命标准差随弹性分量和塑性分量减小而增大,所以无法通过成组试验法和同方差回归分析测定ε-N曲线和P-ε-N曲线,目前采用的平均值法和Wissching方法均属于近似方法,存在较大误差.为此,本文采用异方差回归分析理论,建立了一种测定ε-N曲线和P-ε-N曲线的整体推断方法,该方法能够将不同应变水平下的试验数据作为一个整体进行统计分析,可以很好地处理散点数据和异方差数据.在ε-N曲线和P-ε-N曲线测试中,与传统方法相比,既可节省大量试件,又能有效地提高精度.     

涡轮盘结构可靠性与稳健性综合优化设计

初步建立1种综合考虑结构疲劳可靠性与稳健性的航空发动机涡轮盘优化设计方法。根据涡轮盘的结构设计准则,以轮盘的轻质化和低循环疲劳寿命的稳健性作为目标,以结构强度和疲劳可靠性作为约束,采用随机优化方法对轮盘进行优化设计。设计结果表明:由于量化考虑了轮盘的安全性,所以能够得到更精确的约束,从而使轮盘设计质量更轻;而针对稳健性的优化,则降低了低循环疲劳寿命对载荷和材料参数波动的敏感性,提高了涡轮盘的稳健性。     

某型发动机涡轮盘销钉孔边低循环疲劳寿命分析

为了比较准确地预测轮盘低循环疲劳寿命,并与等幅循环试验确定的寿命相关联,利用详细的弹性有限元法确定轮盘的危险部位(销钉孔边)及名义应力集中系数,利用材料的循环疲劳性能确定其相应的有效应力集中系数及平均应力修正系数,然后用修正的Manson-Coffin公式预测其裂纹形成寿命。上述方法预测的某型发动机涡轮盘销钉孔边的低循环疲劳寿命与试验结果非常一致。     

航空发动机自由涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

针对某型航空发动机适航取证项目要求，对该发动机自由涡轮盘开展寿命研究。综合考虑自由涡轮盘标准工作循环内 温度场和转速载荷，采用线弹性有限元应力分析法对轮盘进行应力分析，据此确定轮缘和盘心为轮盘应力水平及疲劳寿命的关键 考核部位；充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素，设计并开展了能够对该自由涡轮盘关键部位进行有效考核的试验 载荷系数为1 的试验器循环疲劳试验；根据试验结果对轮盘低循环疲劳寿命进行分析。结果表明：该自由涡轮盘的预定安全循环 寿命为6500 次。     

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。     

涡轮盘低循环疲劳寿命可靠性研究

通过对某型航空发动机高压涡轮盘的弹塑性有限元分析,确定危险区域,利用Masson-Coffin公式及Miner线性累积损伤理论计算了涡轮盘在主循环和次循环同时作用时的低循环疲劳寿命。在确定性寿命计算的基础上,考虑参数的随机性,进一步对涡轮盘低循环疲劳寿命进行可靠性研究。利用响应面法和Monte Carlo法相结合的方法计算高压涡轮盘低循环疲劳寿命的随机响应,并对随机因素进行灵敏度分析,得到影响涡轮盘寿命的主要因素。     

某型发动机第Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳试验研究

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。     

涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法

基于现有疲劳试验数据,建立了涡轮盘材料GH4133合金的循环应力-应变概率模型,并提出涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法。以有限元分析软件ANSYS为平台,利用APDL语言进行了涡轮盘3维参数化建模;通过灵敏度分析确定了涡轮盘结构概率分析中的主要影响参数;通过涡轮盘结构低循环疲劳可靠性分析和关键结构几何参数的反复修改,满足了涡轮盘的疲劳可靠性设计指标。该方法可为发动机其他关键结构的疲劳可靠性设计分析提供参考。     

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     

某型发动机Ⅰ级涡轮盘的技术寿命

根据某型发动机Ⅰ级涡轮盘盘材在不同温度下试验所获得的低循环疲劳性能数据,以强度和寿命符合对数正态分布为前提,推出了该盘满足置信度95％,可靠度99．87％的寿命散度系数;再根据地坑式轮盘低循环疲劳动试验器上所获得的该Ⅰ级沿轮盘的试验循环数和相关单位给出的飞行换算率,首次推出了该Ⅰ级涡轮盘置信度为95％,可靠度为99．87％的技术寿命。为便于对比,也给出了其它不同置信信息和可靠度下的技术寿命。     

FGH96粉末高温合金亚尺寸轮盘研制及试验验证

粉末高温合金涡轮盘是高推重比航空发动机研制的关键。由于粉末高温合金材料的特殊性,为了保证粉末高温合金轮盘的可靠性,需要修正传统轮盘强度和低循环疲劳寿命设计技术并进行验证。本文设计了亚尺寸结构的粉末高温合金轮盘,并对其进行了计算及分析,最后在试验器上进行了试验验证。该亚尺寸轮盘研制成功对高推重比涡轮盘的研制有重要意义。     

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.      

Analysis technology and experiment for FGH96 disc＇s LCF life

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．     

基于应力应变场强法的轮盘疲劳可靠性分析方法

为了更精确地进行航空发动机轮盘的疲劳可靠性分析,考虑缺口区域应力应变分布对疲劳寿命的影响,通过有限元模拟试验确定材料场径,采用应力应变场强法对轮盘进行确定性疲劳寿命分析。考虑场强因子及各参数的随机性,利用分布式协同响应面建立疲劳可靠性分析模型,并建立基于应力应变场强法的轮盘疲劳可靠性分析流程。结果显示:99.90%可靠度下的轮盘疲劳寿命为9595循环,相比确定性安全寿命6557循环,轮盘具有一定的寿命裕度。而应力应变场强法与传统方法理论分析结果相比,传统方法分析结果偏小,趋于保守。验证了基于应力应变场强法进行结构疲劳可靠性分析的合理性。     

某型发动机I级涡轮盘的技术寿命

根据某型发动机Ⅰ级涡轮盘盘材在不同温度下试验所获得的低循环疲劳性能数据,以强度和寿命符合对数正态分布为前提,推出了该盘满足置信度95%、可靠度99.87%的寿命散度系数;再根据地坑式轮盘低循环疲劳试验器上所获得的该Ⅰ级涡轮盘的试验循环数和相关单位给出的飞行换算率,首次推出了该Ⅰ级涡轮盘置信度为95%、可靠度为99.87%的技术寿命.为便于对比,也给出了其它不同置信度和可靠度下的技术寿命.     

高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验

针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题,对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行 了研究。根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布,采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考 核部位应力水平的影响,对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。制定了试验方案,设计了试验装置,在旋转试 验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验,按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。结果表明：温度变 化对轮盘考核部位应力的影响明显,瞬态温度沿径向呈“V”型分布,导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%, 使其成为涡轮盘的限寿部位;轮盘失效模式为低循环疲劳破坏,裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向,沿径向扩展导致轮盘失效。     

某飞行科目中涡轮盘的损伤计算矢量喷管运动仿真

通过对某型航空发动机高压涡轮盘进行弹塑性有限元分析,计算涡轮盘在主次循环作用下的低循环疲劳寿命和寿命的概率分布,从而对涡轮盘在某飞行科目中的寿命损伤进行分析。对涡轮盘进行热分析;并对载荷谱进行分析处理,得出对涡轮盘损伤影响较大的主次循环和相应载荷谱;再对涡轮盘进行弹塑性分析,得到危险点处的应力、应变,计算涡轮盘确定性寿命和寿命的概率分布;利用线性损伤累积理论,得到涡轮盘在单次飞行和千小时飞行下的总损伤