某压气机轮盘低循环疲劳寿命研究

本文以某发动机压气机轮盘榫槽低循环疲劳(LCF)为研究对象.针对其疲劳载荷非对称、危险部位数目较多等特点,对其进行寿命预测和试验研究.轮盘低循环疲劳寿命预测采用工程中常用的通用斜率以及Manson-Coffin公式进行,并考虑平均应力修正方法、危险部位数目对轮盘低循环疲劳寿命的影响以及多轴疲劳寿命预测方法.通过轮盘低循环疲劳试验,再现了在役发动机轮盘榫槽槽底裂纹,验证了轮盘低循环疲劳寿命预测模型和方法的有效性.     

多轴疲劳理论在航空发动机零部件寿命预测中的应用

由于航空发动机主要零部件结构形状及工作环境复杂，工作时承受多种类型的循环载荷，寿命考核部位有可能处于多轴应力状态，因此寿命预测分析需要考虑多轴应力状态的影响。近些年由于疲劳试验技术的提高，多轴(或双轴)疲劳研究取得较快的进展，并逐步应用到工程实际当中。在对航空发动机主要零部件工作中的应力状态进行分析的基础上，应用局部应力应变的近似计算方法及多轴疲劳寿命预测模型对航空发动机轮盘进行寿命预测，并与单轴结果进行了比较。     

TC11材料高低周复合疲劳试验研究

对航空发动机风扇/压气机叶片用TC11材料的高低周复合疲劳(L-HCCF)进行了试验研究.通过对试验结果的统计分析,获得了TC11材料高低周复合疲劳特性;同时,运用TC11材料高低周复合疲劳线性累积损伤评估方法,对TC11材料的疲劳寿命进行了评估并与试验结果进行了对比,预测结果与试验结果基本吻合.本文研究可为在役发动机...     

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。      

航空发动机叶片疲劳断裂研究领域与方法概述

综述了航空发动机叶片疲劳断裂过程中的疲劳寿命、疲劳寿命预测、裂纹扩展、应力强度因子等领域的研究现状,概述了相关的主要研究方法。     

高温度梯度轮盘低循环疲劳试验件设计方法

针对航空发动机设计中高温度梯度轮盘低循环疲劳试验的需求,基于国内外航空发动机轮盘低循环疲劳试验件设计经验及国内现有轮盘试验器的试验条件,总结了该类高温度梯度航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件设计的难点主要为轮盘热应力难在试验过程中模拟、轮盘寿命考核位置多、轮盘试验件试验转速高、轮盘试验件寿命限制位置容易转移等,并针对各难点给出了用离心载荷补偿热载荷、以损伤程度定考核位置、在不改变考核位置应力特征的前提下可以改变非考核位置局部结构特征等解决方案,形成了一套高温度梯度轮盘低循环疲劳寿命试验件设计方法。应用该方法设计了某航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件并进行了试验,完成了寿命考核试验,结果表明:该方法是可行的。     

GH4169合金蠕变疲劳行为的有限元模拟及寿命预测

考虑蠕变-疲劳损伤,对部件材料进行合理的循环变形描述和准确的寿命预测,是保证航空发动机等高温设备长周期安全运行需要解决的关键问题之一。基于大型有限元软件ABAQUS,采用组合Chaboche随动强化准则和Voce各向同性硬化准则的循环弹塑性本构模型,叠加应变强化的蠕变本构模型,对GH4169合金在蠕变-疲劳载荷下伴有应力松弛的循环变形行为进行了准确的有限元模拟。同时,将Wang等最新修正的基于逐周次概念的蠕变-疲劳损伤模型进行了有限元移植,结合有限元模拟所得的循环应力、应变状态,实现了对GH4169合金蠕变-疲劳寿命的准确预测。研究结果将为进一步实现对航空发动机关键部件精确的寿命预测提供理论基础和技术手段。     

串联式鼠笼弹性支承高周疲劳性能试验

为评估弹性支承高周疲劳性能,根据某航空发动机串联式鼠笼弹性支承系统结构,设计了一套弹性支座疲劳试验件和试验参数测试方法,对弹性支座的高周疲劳性能进行试验研究。经试验验证,所设计的试验方案可以更好地模拟发动机工作状态下弹性支座的受力状态,试验过程中的载荷调节和控制更直接、便捷,为发动机弹性支承的疲劳寿命设计提供了方法支持。     

涡轮构件疲劳/蠕变寿命的试验方法

根据弹用发动机涡轮构件的真实工况,通过有限元分析确定试验寿命考核点,提出并设计了一套加载方案,模拟了工作条件下结构的应力场和温度场,构件的试验寿命、断裂部位与有限元预测结果一致。试验结果表明提出的小结构大载荷、小空间高温度的试验方法可以很好地再现涡轮构件的疲劳/蠕变故障,为发动机构件的寿命评定提供了依据。     

AEDC发动机完成高循环疲劳数学模型和技术试验验证

最近，美国空军阿诺德工程发展中心(AEDC)对发动机高循环疲劳数学模型和技术进行了试验验证，并提供了重要的发动机排气信息。该中心以F119发动机为试验平台，确定了计算机仿真非常好地预测了高循环疲劳和飞行中发动机的应力点。     

加工表面完整性对GH33A高低周疲劳寿命的影响

 <正> 切削加工表面完整性,如表面粗糙度、表面残余应力和表面加工硬化,对高温合金零构件的疲劳性能有很大影响。以往主要集中于对高周应力控制疲劳影响的研究,然而,实际应用中许多零构件都需要有关应变控制低周疲劳性能的试验数据。“在航空发动机结构完整性研究”中就提出了加工表面完整性对涡轮盘低周疲劳寿命影响的研究。为此,本文研究了GH33A高温合金在常、高温条件下,不同加工表面质量对其高周和低周疲劳寿命的影响,以便为新型发动机涡轮盘的设计提供依据。     

气流激励下的叶片高周疲劳寿命研究的发展

航空发动机中叶片振动引起的高循环疲劳失效是尤为突出的问题,对近年来国内外关于叶片高周疲劳寿命的基本方法和研究进展进行了较为详细的综述,总结了目前叶片高周疲劳寿命研究的方法和特点.指出开展叶片高周疲劳寿命预估方法研究的重要途径是完善叶片系统在尾流激励下的动力响应分析方法和将概率设计引进叶片高周疲劳寿命评估.而进行叶片系统的振动响应分析,依赖于轮盘-叶片一体的三维实体模型的精确建立和适合于工程应用的流固耦合求解技术的完善.      

航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术研究综述

航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位，长期服役于高温、高载等极端环境，疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展，发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状，对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述，包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术，并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。     

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。      

基于连续介质损伤力学的高温微动疲劳寿命预测模型

建立了一种基于连接介质损伤力学(CDM)的高温微动疲劳寿命预测模型用以分析航空发动机榫连接结构在不同温度下的微动疲劳寿命。该模型在现有的基于非线性疲劳损伤累积(NLCD)模型微动疲劳寿命预测模型的基础上,引入温度相关的损伤速率因子以考虑温度对榫连接结构微动疲劳行为的影响。以某型发动机钛合金TC11燕尾榫结构模拟件为研究对象开展不同温度下的微动疲劳寿命数值模拟预测研究,预测结果与试验结果相比在2倍误差范围以内,证明了此寿命预测模型的有效性。      

航空发动机叶片高循环疲劳失效研究

必须最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因 ,结合实例阐述了降低高循环疲劳失效的方法 ,并对需要重点研究的关键技术作了说明。     

基于临界面法的燕尾榫连接结构微动疲劳寿命预测

以航空发动机叶片/轮盘之间的燕尾榫连接结构为研究对象,分析了燕尾榫连接结构接触应力与应变的变化.根据多轴疲劳临界损伤平面原理,在燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命预测研究中引入多轴临界平面法的疲劳损伤参数CCB (Chu-Conle-Bonnen),FS (Fatemi-Socie),MSSR (modified shear stress rang)和SWT (Smith-Watson-Topper).将预测寿命与试验寿命进行对比,结果表明:在预测微动疲劳寿命时,4个参数中寿命预测的最大误差为23%,可较好地预测低周微动疲劳寿命.其中基于临界平面法的SWT参数预测误差最小,为1.23%;4个参数均预测裂纹萌生位置在接触区末端,与试验结果一致.在预测裂纹萌生角度上,FS,MSSR,SWT参数预测结果与试验较一致,CCB参数预测结果与试验结果相差较大.说明基于临界平面法的寿命预测模型具有较好的预测能力.      

圆弧形榫连结构低周疲劳试验设计与寿命预测

为了研究大涵道比涡轮风扇发动机宽弦风扇叶片中采用的圆弧形燕尾榫连结构的低循环疲劳寿命,设计了1种双榫头的低循环疲劳试件及夹具,该试件具有可以避免试件上打孔、所受载荷单一、节省试验时间等优点。利用通用软件ANSYS对试件及夹具进行了3维接触应力分析,得到了试件及夹具上的应力分布规律,证明了该试件设计的可行性与合理性。考虑多轴应力对寿命的影响,对试件进行了弹塑性分析,用4种方法预测了试件的疲劳寿命并与初步的试验结果进行了比较,给出了4种预测方法的相对误差。结果表明:Neuber法和等效应变法应用较方便且预测结果均在可接受范围内。     

航空发动机机匣结构声疲劳分析技术

结构的声疲劳问题是航空领域经常遇到的,而航空发动机结构声疲劳领域的研究尚处于起步阶段。以机匣结构作为研究对象,描述了机匣结构的声激励响应问题,声疲劳研究的发展,目前分析结构声疲劳问题的一般方法及存在的问题,并对航空发动机燃烧室结构件的声疲劳分析技术进行探讨。     

某压气机轮盘榫槽低循环疲劳模拟件设计与试验

提出了一种模拟件技术并结合少数构件试验评价构件寿命可靠性的方法.以某型发动机一级压气机轮盘为对象,应用该方法进行了关键部位榫槽的模拟件设计和低循环疲劳寿命考核试验.模拟件低循环疲劳寿命可靠性试验技术的结果表明,该方法为航空发动机真实构件寿命可靠性评价提供了一种新的途径.