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．     

TC11材料高低周疲劳裂纹萌生与扩展特性研究

通过对航空发动机叶片用TC11材料在高低周复合载荷下进行裂纹扩展试验,研究了TC11材料高低周复合疲劳裂纹扩展规律,得到了高低周载荷条件下的裂纹稳态扩展曲线及断口特征。其结果可对风扇/压气机叶片抗高低周复合载荷下的裂纹扩展能力进行分析和评估,为下一代先进航空发动机设计提供技术支撑。     

过渡状态下材料断裂韧性的计算方法

材料的断裂韧性对于损伤容限设计和评估技术非常重要,但采用传统的试验方法获得过渡状态下材料的断裂韧性需要大量的时间和费用.针对这些不足,提出了一种过渡状态下材料断裂韧性的计算方法.分析了三维裂纹尖端的三轴应力约束参数,利用材料断裂能量准则研究了断裂韧性与拉伸性能之间的关系,得到了在三向应力状态下Ⅰ型裂纹体断裂破坏时的断裂韧性与材料单向拉伸性能参数之间的关系表达式和过渡状态下材料断裂韧性的计算方法.计算了2219-T87铝合金在过渡状态下的断裂韧性理论值,并将其与试验结果和经验公式计算值进行比较.结果显示,理论计算值处于试验点范围内,小于经验公式计算值,且偏于安全.      

Construction of Crack Perturbation Model and Forward Semi-analytical Model of Attached Eddy Current Sensor

Fatigue damage monitoring is critical metallic structure health monitoring of aircraft.The sensor should be high sensitive,easy to be integrated into structure and well adaptable for poor working conditions.Therefore,an attached eddy current sensor with flexible plane is put forward and its characteristics are analyzed.By extracting material′s conductivity as the crack features,forward semi-analytical model is established and parameter optimizations are carried out.Crack perturbation model of attached eddy current sensor is constructed,and perturbation voltages of sensing channels under three-dimension structural crack are obtained.To verify the sensor′s performance,monitoring experiment on crack extension is conducted under condition of 3 MHz frequency.The validation experimental results show that perturbation model of 2A12-T4 aluminum alloy agrees well with experiment results,and perturbation model errors of four sensing channels are within 25%.The attached eddy current sensor is capable of testing the crack nondestructively and measuring the crack extension quantitatively with the accuracy of 1mm.     

夹持边界条件下表面裂纹应力强度因子求解

为了进行试验室条件下表面裂纹扩展行为研究,需要进行试验机夹持边界条件下的表面裂纹应力强度因子求解.通过对夹持特点的分析,将其等效为均匀拉伸和弯矩的共同作用,并使得试件端部转角为0°.以自由均匀拉伸和纯弯载荷作用下表面裂纹应力强度因子解的Newman-Raju公式为基础,计算得到了等效模型弹性位能表达式,应用卡氏第一定理求得了弯矩与拉伸载荷的关系,采用叠加原理得到了夹持边界条件下表面裂纹应力强度因子解.为了验证解的适用性,采用Abaqus软件计算得到夹持边界条件下若干典型表面裂纹的应力强度因子数值解,对比表明了提出的应力强度因子解法是足够精确的.随后探讨了裂纹形状、试件长厚比等对夹持边界条件下应力强度因子修正因子的影响规律.     

16Co14Ni10Cr2Mo钢冲击裂纹的形成和扩展机制

研究了16Co14Ni10Cr2Mo钢在冲击载荷下的断裂机制。研究发现，该钢种裂纹钝化方式为角形钝化，裂纹的扩展是高能界面上空穴连接够有选择性的过程，与一次空穴和二次空穴的形成有关。     

保持时间对涡轮盘合金高温低周疲劳裂纹扩展特性的影响

研究了两种广泛使用的涡轮盘高温合金，在高温下带和不带上峰值保持时间的低周疲劳裂纹扩展特性及其扩展寿命估算模型。     

受拉螺栓表面裂纹应力强度因子的估算

本文在实验的基础上,对螺栓螺纹根部处的表面裂纹在拉一拉载荷作用下应力强度因子K进行了初步研究,通过对已有圆柱体的表面裂纹应力强度因子公式的分析、比较,采用类比的方法,推出了受拉螺栓表面裂纹应力强度因子K的表达式,并借助于实验加以验证。     

钛合金高压气瓶表面裂纹程序载荷谱试验的结果和分析

本文介绍两个带有疲劳表面裂纹的钛合金高压气瓶在程序载荷谱下的试验结果,并对它作了简单的分析。结果表明,即使气瓶具有“最大可能出现”的表面裂纹,它在公路运输及地面贮存保压过程中也是安全的。利用我们推导的表面裂纹半经验公式,参考NASA的K_(TH)/K_I实验数据,估计了在使用载荷作用下,气瓶在水介质中贮存保压较长时间裂纹不产生扩展的临界尺寸。     

基于虚拟裂纹闭合法的铝合金疲劳裂纹扩展分析

基于虚拟裂纹闭合法,以Abaqus有限元软件为平台,编写了用户单元子程序,计算出不同裂纹扩展阶段的应变能释放率和裂纹尖端应力强度因子。结合Paris公式,建立了有限元裂纹扩展模型,可仿真再现疲劳裂纹扩展过程,预测裂纹扩展寿命,为损伤容限评估方法提供一种技术支持。