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.      

DZ125光滑试样与小孔构件低循环/保载疲劳寿命建模

依据定向结晶合金DZ125光滑试样的低循环/保载疲劳试验寿命数据,提出一种预测定向结晶合金低循环/保载疲劳寿命的模型.此寿命模型可以同时考虑材料的晶向、平均应力、应变范围、应变比、最大应力对寿命的影响.接着研究DZ125合金光滑试样低循环/保载疲劳寿命与小孔构件低循环/保载疲劳寿命的关系,提出一种从光滑试样低循环/保载疲劳寿命数据预测小孔构件低循环/保载疲劳寿命的方法.应用本文提出的寿命模型,预测DZ125带小孔构件的低循环/保载疲劳寿命,并将预测寿命与小孔构件试验寿命对比,误差在2倍分散带左右.      

GH30合金疲劳-蠕变概率模型的研究

基于疲劳-蠕变特性函数基础上,提出了针对镍基高温合金材料的疲劳-蠕变耦合失效模式的概率模型的研究方法.针对镍基合金GH30的连续疲劳-蠕变交互作用的试验结果,确定了GH30在600℃温度下的疲劳-蠕变特性函数,考虑随机因素后,进行了GH30材料在疲劳-蠕变耦合失效模式下的概率模型分析,研究表明随机因素对材料的失效概率很大,通过灵敏度分析可确定影响破坏的主要因素以提高寿命.      

基于ISIGHT的蠕变损伤参数θi的确定

给出了一种用于确定蠕变损伤θ函数模型中参数的方法。在恒温条件不同载荷下,对LY12硬铝合金进行蠕变试验,建立了基于蠕变的模型来分析试验,采用ISIGHT优化软件来确定参数θi（i=1,2,3,4）,得到3种载荷下的参数Qi,拟合结果表明,优化结果与试验结果基本一致,尤其是第2阶段,可以用来求稳态蠕变率。此方法可以作为求解蠕变损伤θ函数模型中参数晚的通用方法。     

铝合金蠕变试验及本构模型建立

对新铝合金7B04分别在三个不同时效温度(145℃,155℃,165℃)不同应力水平条件下进行了多组蠕变试验,试验表明温度、时间、应力对7B04铝合金的蠕变行为都有较大的影响;根据蠕变变形特征提出了能够较好描述材料蠕变行为的本构模型,并对试验数据进行非线性最小二乘拟合,得到了每个温度下的蠕变本构方程中的材料参数.     

改性双基推进剂黏弹-黏塑性本构模型

为了表征改性双基推进剂的力学行为,推导出改性双基推进剂黏弹-黏塑性本构模型。利用一系列蠕变-回复试验,将材料的总应变分离为黏弹性应变和黏塑性应变,使用最小二乘法获得了黏弹性参数,使用Nelder-Mead单纯形优化算法,结合后向Euler数值方法获得了黏塑性参数。通过不同应力水平和不同加载时间的蠕变-回复试验对模型进行了验证,结果表明,在应力水平较低或加载时间较短的情况下,模型预测与试验值变化趋势基本一致,模型获得的黏弹性应变与黏塑性应变在总应变中所占的比例与试验吻合。改性双基推进剂黏弹-黏塑性本构模型能够在一定范围内描述材料的力学性能。     

Ni3Al基单晶高温合金蠕变本构模型

结合Ni3Al基单晶高温合金蠕变行为的细观机理,在晶体滑移理论的基础上,建立了描述Ni3Al基单晶高温合金蠕变行为的本构模型,并通过ANSYS提供的UPFs二次开发平台对所建立的本构模型进行了有限元实现。利用蠕变试验数据,结合遗传算法获取了两种Ni3Al基材料的蠕变本构模型参数。利用所建立的蠕变本构模型对两种Ni3Al基材料的高温拉伸试件进行了有限元模拟,与试验结果吻合良好。这表明在晶体滑移理论基础上建立的本构模型是合理的,并且能够较好地描述Ni3Al基单晶高温合金三个阶段的蠕变行为,具有一定的应用价值。      

温度相依固体推进剂的蠕变损伤模型

针对复合固体推进剂材料,建立了与温度相耦合的蠕变损伤演变模型,进行了单轴和双轴条件下蠕变破断试验,确定了材料参数.该模型对复合固体推进剂的应力分析、寿命预估具有应用价值.     

涡轮叶片累积损伤指数模型及服役可靠性评估

高压涡轮(HPT)叶片是民用航空发动机的关键结构件之一，直接关系到发动机的性能、可靠性与使用寿命。提出了一种HPT叶片服役可靠性评估方法，基于服役条件下的历史工况参数，结合发动机性能模型、叶片关键点应力、温度计算模型、蠕变损伤评估模型对叶片蠕变损伤进行计算，之后考虑服役条件下的多模态数据，针对蠕变失效建立了累积损伤指数模型，融合历史协变量信息对叶片进行服役可靠性评估。仿真结果表明：采用文中定义的蠕变累积损伤指数，可充分利用发动机服役条件下的历史使用信息、状态参数及截尾失效数据，实现特定使用条件下的涡轮叶片服役可靠性评估及剩余寿命预测。相较于传统的可靠性分析方法，累积损伤指数预测模型能够基于单机服役条件提供更加可靠的评估结果，可为航空发动机运行风险评估与视情维修决策提供更好的支持。     

2219铝合金单轴拉/压蠕变时效行性行为研究

为研究2219铝合金在蠕变时效成形过程中，不同应力状态（拉/压）对其蠕变行为的影响规律，采用室温拉伸的方法研究了165~185℃内单轴拉/压2219铝合金力学性能的变化。结果表明：最佳蠕变时效时间为11 h；在相同的时效制度下，拉/压应力蠕变变形量均随着温度的升高而增加，拉应力的蠕变变形量始终大于压应力的蠕变变形量；无论是拉/压应力蠕变时效还是无应力常规时效，其时效后的性能均随着温度的升高而降低，然而，拉应力时效后性能的下降幅度最为明显；最后，在时效温度为165℃时，不同应力状态下的各项性能指标均表现为最佳。