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901.
902.
903.
基于某型航空发动机的技术特征,应用有限元素法分析了该型发动机涡轮部件的模拟稳态温度场和应力场,确定了叶片和轮盘的寿命分析考核点。利用采集到的473组飞行任务参数记录和150h持久试车数据,基于EGD-3疲劳分析理论和Miner线性累积损伤理论计算了叶片和轮盘各考核点的低循环疲劳损伤。采用插值法和拉森-米勒公式,分别计算了叶片和轮盘的持久损伤,并利用时间-循环分数相加法进行了疲劳/持久损伤分析,得到了叶片和轮盘各考核点的总损伤。按照等效损伤原则,完成了该型发动机150h持久试车寿命消耗向外场飞行使用寿命消耗的等当量换算。 相似文献
904.
金属涂层的日历寿命计算公式和试验方法 总被引:3,自引:0,他引:3
通过涂层腐蚀损伤试验研究,发现涂层有与金属腐蚀温度-时间(T-H)曲线一致的T-H曲线,而且还有相同的使用环境谱。由于金属日历寿命计算公式正是根据T-H曲线和使用环境谱推导出来的,因此涂层的日历寿命计算公式与金属日历寿命计算公式相同。通过试验研究,还发现金属涂层对试验温度敏感且有规律,由此获得涂层日历寿命的有效试验方法是提高试验温度。为验证上述结论,进行了铝涂层日历寿命的理论计算和试验实例对比研究。 相似文献
905.
涡轮转子叶片低循环疲劳/蠕变寿命的预测 总被引:5,自引:0,他引:5
根据某型涡喷发动机计算状态叶片流场计算结果,对该发动机高压涡轮转子叶片进行了热分析;并根据某典型飞行科目的三循环载荷谱,对该科目进行了载荷等效转换以及弹塑性应力分析,得到了该科目的低循环疲劳寿命和蠕变寿命;还考虑了平均应力的影响,给出了不同平均应力修正方法下该科目的总损伤。 相似文献
906.
对TA15钛合金板材进行氩弧焊对接焊后,加工成光滑疲劳试件进行R=0.5,0.06的高周疲劳SN曲线测试。试验后对试样断口进行扫描电镜(SEM)分析发现,疲劳源大多位于焊接区域的气孔或夹杂等焊接缺陷处。以焊接处微观结构缺陷尺寸作为初始裂纹尺寸,采用基于裂纹闭合的全寿命预测模型,以焊接区域不同位置的长裂纹扩展速率曲线作为基线,利用J.C.Newman的FASTRANII软件对焊接接头试件的疲劳寿命进行预测,发现采用焊缝边缘处的长裂纹扩展曲线预测结果与试验结果吻合较好。 相似文献
907.
针对高强度、低延性材料非弹性应变范围小、难以区分的特点,提出一种修正的应变范围区分方法。该方法不区分非弹性应变中的塑性和蠕变,定义了3种基本类型的非弹性应变范围,即拉伸塑性-压缩塑性非弹性应变范围、拉伸塑性和蠕变-压缩塑性非弹性应变范围和拉伸塑性-压缩塑性和蠕变非弹性应变范围。对同时包含拉/压蠕变的循环,采用线性累积损伤法则预测其寿命。用Rene’95材料650℃下控制应变的循环松弛试验数据对修正方法进行了验证,结果表明:对Rene’95材料的蠕变疲劳寿命,修正方法的预测能力好于应变范围区分法(SRP),对基本试验的寿命预测精度基本上在2倍范围之内。 相似文献
908.
考虑尺寸效应的缺口疲劳寿命预测方法 总被引:1,自引:0,他引:1
利用试样缺口根部归一化应力的分布规律,在考虑应力梯度的缺口疲劳寿命预测方法的基础上,着重考虑尺寸效应对缺口疲劳寿命的影响,构建了综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的缺口疲劳寿命预测方法.利用已有的TC4合金缺口疲劳试验数据对所发展的方法进行了验证,并与常用的几种局部应力应变法的寿命预测结果进行了对比分析.结果表明:所对比的几种局部应力应变法的寿命预测结果过于保守,而所发展的缺口疲劳寿命预测方法的预测结果几乎全在3倍分散带以内,且大多数预测结果在2倍分散带以内. 相似文献
909.
王跃 《民用飞机设计与研究》2017,(3):101
为了合理确定我国宽体客机的服役寿命,对不同市场区域内的航线开展了分析和研究。通过对双通道宽体客机运行航线的统计和梳理,列出了不同约束条件下宽体客机运行航线的不同特点和规律,以及对宽体飞机设计服役寿命的影响,其中重点指出了不能忽视"潜在客户"这一重要影响因素。"有所为,有所不为"是我国双通道宽体客机市场定位的原则,避免"大而全"。在宽体客机服役寿命确定的过程中,前提是要立足中国,并辐射亚太地区的基本市场,果断剔除目标市场内那些不具可行性但又对设计服役寿命影响巨大的运营航线,为我国双通道宽体客机的发展"减负",充分发挥后发优势,增强宽体飞机的航线适应性和竞争力。 相似文献
910.
采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。 相似文献