压气机叶片受外物损伤的剩余振动疲劳寿命

采用电磁涡流激振的振动疲劳试验,对TC4材料制成的平板叶片受外物损伤后的剩余振动疲劳寿命进行了研究。结果表明,叶片的外物损伤程度取决于撞击能量E和几何标度S,对于一定的叶片,存在不影响疲劳寿命的极限损伤。对叶片损伤处进行修复和适当减小叶片振动应力水平是提高叶片抗外物损伤能力的的有效途径。通过钢钛叶片试验分析表明,由于设计叶片稳态应力水平通常以抗拉强度为参考基点,那么钢制叶片的疲劳强度的富裕程度相对要高些。      

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。      

涡轮叶片榫齿部位疲劳/蠕变试验的新特点

在某型航空发动机涡轮叶片的低周疲劳试验中发现, 叶片疲劳/蠕变试验寿命高于纯疲劳试验寿命, 为探究这一现象的原因, 对此展开相关的理论计算和分析.研究表明:试验条件较好地模拟了叶片的实际工作条件, 该涡轮叶片的损伤以疲劳损伤为主, 相对于真实涡轮叶片的纯疲劳试验, 在疲劳/蠕变试验条件下, 其考核部位(榫齿)出现了较大的应力松弛, 故而使得叶片疲劳/蠕变寿命高于纯疲劳寿命.研究结果对于保证发动机安全工作、提高飞行可靠性、以及发展高温构件的疲劳试验技术有重要意义.      

合金材料高低周复合疲劳寿命研究

就外物损伤对钛合金材料（TC4和TC11）高低周复合疲劳寿命的影响进行了试验研究[D].分别采用摆锤法和空气炮法模拟了叶片外物损伤,对比分析了两类损伤缺口的特征.进行了无损伤试样、损伤试样的疲劳试验,对比分析了外物损伤对钛合金疲劳寿命的影响.结果表明:摆锤冲击试验法模拟的损伤缺乏代表性,空气炮发射弹丸法模拟的损伤更接近真实情况;外物损伤导致钛合金高低周复合疲劳寿命严重下降,空气炮发射弹丸法模拟的损伤使钛合金的疲劳寿命从105下降到104量级.      

某发动机低压压气机2级转子叶片改型研究

对在外场多次发生断裂故障的某发动机低压压气机2级转子叶片进行分析，提出了对该级叶片改型加厚的设计方案。通过对改型后压气机气动性能及叶片自振频率和应力变化等进行计算，并对叶片进行疲劳试验，掌握了叶片改型后应力下降和寿命增长的规律，提高了叶片的疲劳寿命和抗损伤能力，可降低叶片断裂故障率。     

燃气轮机涡轮叶片多轴疲劳/蠕变寿命研究

本文针对电厂用燃气轮机涡轮转子叶片工作环境,对Manson-Coffin多轴疲劳预测方程和SWT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的疲劳损伤情况.通过算例计算了某涡轮叶片疲劳寿命及10 000h的总损伤,其结果与叶片实际疲劳破坏相吻合,验证了该高温多轴疲劳损伤计算模型的准确性.     

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.      

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。      

外来物冲击损伤对复材加筋板屈曲特性影响研究

为发挥复合材料加筋壁板的后屈曲承载能力,设计了含冲击损伤加筋壁板压缩失稳疲劳试验。讨论了外来物冲击损伤对失稳临界应力的影响,以及结构在疲劳载荷下,失稳-恢复-失稳的后屈曲承载过程中,屈曲损伤的扩展情况。结果表明,外来物冲击对失稳临界应力影响不明显。该型复合材料加筋壁板有较好的失稳疲劳特性,为复合材料加筋壁板设计提供了思路。     

榫连接结构微动疲劳寿命研究

根据航空发动机叶片和轮盘的榫连接结构接触区域的几何特性,对其微动疲劳接触问题进行了简化.通过有限元方法对简化模型进行数值计算分析,获取相应的应力、应变和位移.将临界平面法和微动损伤机理相结合,提出了一个微动损伤参量,并建立相应的微动疲劳寿命预测模型.将TC11试验件和榫连接构件的微动疲劳试验寿命与预测寿命进行比较分析.结果表明:所建立的微动疲劳寿命模型其预测结果误差分散带均在2倍因子以内.      

FOD缺口型损伤对TC4疲劳极限强度的影响

针对TC4钛合金风扇/压气机叶片前缘常遭受的外物损伤(FOD)缺口型损伤,进行了不同冲击角度下高速弹道冲击试验研究、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验和疲劳极限强度预测。结果表明:随着冲击角度的增大入射侧损伤尺寸和应力集中系数基本保持不变,出射侧缺口损伤深度和损伤长度减小。损伤深度范围为0.6~1.5mm,应力集中系数范围为2.6~3.4。缺口型损伤试样的疲劳极限强度下降为光滑试样的27%~53%,与应力集中系数并不是呈反比关系。退火试样的高循环疲劳(HCF)性能或略微下降或基本不变,表明残余应力影响较小,残余应力对疲劳极限强度的影响程度不足光滑试样的10%。缺口型损伤试样的HCF性能与损伤底部半径的相关性不明显,随着最大损伤深度和损伤长度的增加而下降,表明制定维修手册时应着重考虑缺口型损伤的最大深度和损伤长度。Peterson经验公式对HCF性能的预测精度不理想,误差最大为45%,需要发展高精度的FOD缺口型损伤构件HCF性能预测方法。      

模拟打伤/抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响

研究了无缺口、打伤缺口和3种抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响。结果表明,无缺口模拟叶片的疲劳寿命最长且寿命分散性最小,打伤缺口模拟叶片的疲劳寿命最短且寿命分散性最大,3种抛修缺口模拟叶片的疲劳寿命介于前两者之间,其中抛修缺口Ⅰ模拟叶片的疲劳寿命最长。无缺口和抛修缺口模拟叶片的疲劳裂纹均起源于叶片根部,打伤缺口模拟叶片的裂纹产生于缺口底部,与有限元模拟计算的最大应力位置吻合。模拟叶片的疲劳断裂区比较平坦,呈半椭圆形貌,疲劳源区主要位于模拟叶片表面的微小损伤处,疲劳扩展区具有典型的疲劳弧线特征,并呈现沿α/β片状组织界面开裂的特征。     

凹坑型硬物损伤对TC4材料疲劳强度的影响

针对风扇/压气机叶片中叶盆/叶背遭受的硬物损伤(FOD)凹坑型损伤,进行了不同冲击角度下模拟FOD试验、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验研究和疲劳强度的预测。结果表明:损伤深度和应力集中系数均随着冲击角度的增加而变大,损伤深度范围为0.1~0.5mm,应力集中系数范围为1.3~1.7。不同冲击角度条件下,凹坑型损伤试样疲劳强度相对光滑试样下降程度在50%~70%范围内,与应力集中系数并不是呈单调下降关系,最危险冲击角为60°。去残余应力退火后凹坑型损伤试样的高循环疲劳（HCF）性能有所提高,表明残余应力的影响程度不容忽略。去残余应力试样的HCF性能并不是随应力集中系数的增大而下降,验证了微结构损伤的影响,说明损伤深度作为制定可用极限或维修极限的唯一参量具有一定的局限性。对凹坑型损伤试样的疲劳强度的预测误差在±20%以内。      

压气机叶片的振动疲劳特性

首次报道了关于采用11CrNi2MoVA材料制造的某型航空发动机压气机第3级叶片振动疲劳特性的研究。结果发现:(1)叶片振动疲劳破坏模式随使用寿命增加而变化。新叶片的破坏位置在叶背最大应力点附近处,而随着使用寿命的增加,叶片破坏位置转向进排气边缘。(2)叶片振动疲劳强度随使用寿命增加而逐渐下降。采用升降法对新叶片、200小时、400小时叶片的实验结果证实了这一点。(3)采用现行方法对叶片的维修有利于叶片疲劳强度的恢复。对使用寿命为400小时的未维修叶片和已完成维修叶片的对比实验表明,维修可使叶片疲劳强度提高,但叶片破坏位置仍在叶片的进排气边缘。      

钛合金叶片前缘的外物损伤残余应力数值分析

为研究航空发动机叶片外物损伤(FOD)位置残余应力的分布规律,根据真实叶片前缘特征设计了模拟叶片,基于Johnson-Cook本构模型,使用LS-DYNA软件仿真分析钢珠以不同角度冲击钛合金模拟叶片前缘的过程,对比仿真与相同试验条件下的空气炮模拟外物损伤试验的FOD损伤形貌与宏观尺寸,验证了有限元模型的正确性。提取仿真计算的不同入射角度对应的FOD位置残余应力分布,结果表明:钢珠以0°角入射时,钢珠冲击产生的接触力和变形能明显大于其他入射角度的情况,说明钢珠偏斜一定角度入射时造成的偏斜型缺口处的材料失效与变形不如外物正撞前缘形成的半圆型缺口严重;在FOD缺口底部尖端靠近入射表面区域存在明显的残余拉应力。随着入射角度的增大,残余拉应力区的范围逐渐扩大,残余拉应力最大值逐渐减小。     

外物损伤对风扇／压气机叶片高循环疲劳性能影响的研究

对外物损伤(FOD)对航空发动机风扇/压气机叶片高循环疲劳(HCF)性能影响的国内外研究进行了综述和分析,介绍了美、英等国通过实施涡轮发动机HCF研究计划在FOD对叶片HCF性能的影响研究方面所取得的进展和成果,总结了中国近年来对FOD问题的研究内容,指出了中国该项技术研究的不足和差距,并对需要进一步深入研究的关键技术问题提出了建议。     

外物损伤对不锈钢疲劳强度的影响

基于空气炮法,针对不锈钢平板试样开展了外物损伤（FOD）模拟试验,使用三维体式显微镜观测了损伤的宏观特征,并用扫描电子显微镜观测了损伤的微观特征,模拟外物损伤具有挤压变形、材料的剪切丢失、塑性变形等宏观特征和微小裂纹、塑性变形、微小缺口、片层结构等微观特征.采用步进法对FOD试样进行了高周疲劳试验,试验结果表明FOD使试样的疲劳强度相对未损伤试样下降超过14%,并且随损伤尺寸的增大,试样的疲劳强度基本呈降低的趋势.疲劳源区多为损伤处的微小缺口或微小裂纹,说明FOD为疲劳裂纹的萌生和扩展提供了有利条件.      

外物损伤对不锈钢模拟叶片疲劳强度的影响研究

本文开展了1Cr15Ni4Mo3N不锈钢模拟真实前缘叶片的外物损伤(FOD)与高周疲劳(HCF)试验,旨在研究不锈钢叶片在承受外物损伤后的剩余疲劳强度。使用空气炮法对模拟叶片进行了FOD试验,结果表明损伤主要可分为半圆型、V型和撕裂型三类,且损伤深度随着钢珠直径、入射速度的增大而增大。基于步进法开展了FOD试样的HCF试验,试验结果表明FOD试样的振幅疲劳强度下降了70%以上,且随着损伤深度、入射速度的上升表现出明显的下降趋势。不同缺口类型之间存在差异,半圆型缺口疲劳强度较高,V型缺口稍低,撕裂型缺口最低。使用SEM观测了FOD缺口及断口微观特征,疲劳裂纹源区均位于缺口根部表面附近,说明高速冲击造成的材料丢失、剪切带与剪切韧窝等微观特征促使了疲劳裂纹的萌生。     

不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响

基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸与HCF强度的关系.结果表明:不同冲击角度下的损伤对HCF强度的影响程度不同.冲击损伤在试件边缘时,30°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大;冲击损伤在试件表面时,60°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大.试件边缘产生的缺口使HCF强度的下降幅度一般大于试件表面产生弹坑的影响.但在60°冲击时,冲击缺口损伤的影响要小于冲击弹坑损伤的影响.冲击损伤宏观几何尺寸一定程度上可以表征损伤试件HCF强度下降的严重程度.