含销钉孔边裂纹的某压气机轮盘裂纹扩展分析

基于三维裂纹扩展分析软件FRANC3D V6.0,结合有限元软件,采用子模型技术建立断裂力学有限元模型.对带孔平板试样的裂纹扩展进行了数值模拟,分析了裂纹扩展规律,计算结果与手册解误差很小,结果表明了分析方法的可行性和准确性.建立了含销钉孔边裂纹的轮盘断裂力学有限元模型,对其进行了三维动态裂纹扩展分析,计算了应力强度因子和裂纹扩展寿命.结果表明:该分析方法简单可行,几种裂纹形式中销钉孔内表面裂纹对轮盘裂纹扩展寿命危害最大.      

金属封严环泄漏率预测方法

针对金属封严环设计中泄漏率估算问题,综合对密封系统宏观结构和微观表面接触变形的考量,提出一种基于数值计算的泄漏率预测方法。对密封整体结构进行计算,以计算值（接触应力、接触面积）为输入参数,以表面粗糙度为评价指标建立微观粗糙表面,使用有限元法（FEM）进行接触计算后建立泄漏通道模型,在对泄漏缝隙内流体流动特性确定后通过计算流体力学（CFD）方法计算得到泄漏率。使用密封试验台进行泄漏率试验,将计算值与试验结果相比较。研究表明:随着接触应力增加、表面粗糙度值降低以及内外腔压差增长,密封系统泄漏率逐渐减小;所提出的方法极大地摆脱了泄漏率获取对于试验仪器的依赖性,并能够较为有效地预测金属密封结构的泄漏率,对先进的金属封严环的设计和评估具有重要意义。      

[001]取向DD6单晶合金的薄壁试样持久性能与断裂行为

采用薄壁试样研究了温度为980℃、应力为250MPa条件下［001］取向DD6单晶合金的薄壁持久失效行为,结果表明:薄壁试样的持久寿命低于标准圆棒试样,表现出显著的薄壁效应。薄壁试样的厚度和持久寿命之间存在函数关系。薄壁试样持久断口边缘区域氧化严重,内部区域为微孔聚集型断裂,持久断裂模式为“表面氧化-裂纹萌生-扩展”和“内部蠕变损伤”共同作用,且试样越薄,表面氧化程度越大,持久寿命越短。      

基于塑性应变能的中低周疲劳概率寿命模型

由于材料、尺寸以及载荷等的分散性,涡轮盘疲劳寿命存在较大的分散性。在充分考虑材料加卸载应力、应变及应力比对疲劳寿命影响的基础上,提出了一种适用于中低周疲劳的塑性应变能概率寿命模型。该模型在考虑材料、尺寸和载荷等导致寿命分散的因素的基础上,重点考虑了循环应力应变曲线的分散性,结合根据应力比的二次插值,获得了插值范围内任意应力比下的塑性应变能损伤参量与疲劳寿命的关系。运用所提概率寿命模型结合响应面法与蒙特卡洛法对某涡轮盘螺栓孔模拟试件进行了概率寿命分析。结果显示,模拟试件的计算结果与试验结果的中位寿命仅相差022%,寿命分散系数相差581%,说明本概率寿命模型概率寿命预估精度高。      

基于半经验模型的霍尔推力器壁面腐蚀形貌预测方法研究

为了研究霍尔推力器通道壁面溅射腐蚀对于推力器寿命的影响,针对霍尔推力器通道壁面溅射腐蚀演化过程,建立了预测推力器腐蚀形貌的半经验模型。该模型根据试验测量形貌数据,反推离子源模型,结合腐蚀速率公式,对霍尔推力器的壁面形貌进行演化预测。分别以SPT-100,T-220及KM-45短时间的壁面形貌作为输入条件,对不同功率量级推力器的壁面腐蚀过程、预测误差和腐蚀速率进行了研究。数值模拟结果表明,对于10kW级T-220,1kW级SPT-100以及百瓦级KM-45推力器,壁面形貌的平均误差分别为2.65%,2.88%和3.64%。推力器壁面形貌的预测结果与实际测量值基本一致,该模型可用于霍尔推力器壁面形貌预测以及寿命预估。     

TC17钛合金焊接及局部热处理残余应力的数值模拟

对TC17钛合金平板的氩弧焊焊接和焊后热处理过程进行了数值模拟,模型中考虑材料相变和蠕变,计算得到焊接和热处理过程中的温度场演变情况和热处理前后残余应力分布规律。结果表明,由于存在较大的热输入,焊后产生了较大的残余应力,焊缝附近的HAZ区域纵向残余拉应力达到了650MPa左右,热处理后降低至160MPa左右。采用小孔法和X射线衍射仪测量了试件的残余应力,模拟计算得到的残余应力值与小孔法测试结果符合性较好。     

航空发动机卡箍装配应力试验与装配参数控制方法

通过理论公式推导分析影响卡箍装配应力的主要参数,并通过试验方法对影响卡箍装配应力的因素进行了系统分析与研究,以3种规格、每种规格5个样本的卡箍作为试验对象,测试并统计分析螺栓拧紧力矩值、加载次数、装配方法对卡箍的应力影响规律。研究结果表明:靠近螺栓孔的卡箍表面为应力集中位置,卡箍随加载次数的增多应力呈降低趋势,但重复加载次数不宜过多,会导致卡箍局部较大的变形和磨损,增加2 mm垫片的方法对降低卡箍应力水平的效果最好,下降率可达468%;相比之下,限制卡箍位移后加载的方法应力下降率约为364%,而加载后校正的方法应力下降率约为286%。     

干涉配合弹性强化机理分析

鉴于基于支撑效应（SE）的干涉配合疲劳强化理论具有内在的局限性,通过引入弹簧模型（SM）研究了干涉配合的强化机理,以期获得更全面的认识并促进干涉配合技术的应用。首先,分析了支撑效应理论的不足之处,提出了经典理论难以解释的多个问题;然后,介绍了弹簧模型的基本思想及其求解结果,从弹性变形的角度对以上疑难问题作出了解释;最后,借助弹簧模型给出了干涉量的优化方法,并得到了最佳干涉量的解析表达式。弹簧模型的计算结果表明：干涉配合存在一种动态的弹性强化机制,在交变外载作用下结构组件的弹性变形及接触的自动调节作用,是被连接件传载幅值得以降低的原因;干涉量的选取不仅要考虑结构尺寸和材料,同时还应结合实际的载荷条件。     

无限板孔边裂纹问题的高精度解析权函数解

用Wu-Carlsson解析权函数法（WFM）求得了无限板孔边径向单裂纹和对称双裂纹的高精度解析权函数（WF）。分别用Shivakumar-Forman和Newman的解及基于复变函数泰勒级数展开的数值权函数WCTSE法结果,通过对相应格林函数（GF）的逐点比较验证了本文解析权函数的精度。该权函数不但精度高,而且作为裂纹长度的连续函数,能够高效准确地求解任意长度（a/R≤2）裂纹在任意复杂载荷作用下的断裂力学关键参量;且孔边单/双裂纹问题的权函数的形式和推导方法完全相同。作为示例,用该解析权函数计算了孔边裂纹在裂纹嘴楔形载荷、裂纹面幂函数,以及圆孔冷挤压残余应力等多种载荷形式下的应力强度因子。     

航空发动机限寿件概率失效风险评估的等效应力转化

提出一种从整个飞行循环出发并基于全局的限寿件等效应力转化方法,将转化后的等效应力作为概率失效风险评估的输入条件,从而获得更为精确的失效风险结果。首先通过流固耦合数值模拟获得限寿件在整个飞行循环的瞬态应力,然后基于雨流计数法及线性累计损伤理论编制转换程序,将限寿件模型全部节点上的瞬态应力转化为等效应力,最后作为概率失效风险分析流程的输入条件确定寿命期内的概率失效风险。相同飞行循环条件下,与基于局部最大应力的转化方法相比,全局等效应力转化方法获得的失效风险更低。该方法的提出,为我国民机型号概率失效风险评估时作为关键输入数据应力的确定给出了定量参考,有力支撑了适航取证。