某型航空发动机压气机叶片振动疲劳寿命研究

以某型航空发动机压气机叶片为研究对象,在室温条件下进行了一阶弯曲振动疲劳试验,确定了叶片1×107循环基数下的振动疲劳极限.疲劳寿命分析表明在低振动应力下,Basquin方程可以很好地预测叶片的振动疲劳寿命.但在较高振动应力下,Basquin方程预测叶片的疲劳寿命偏于危险,原因在于Basquin方程不能反映塑性滑移对疲劳损伤的影响.为解决这一问题,引入了一个新的应变比因子对Basquin方程进行了修正.对于较高振动应力770MPa和740MPa下叶片的振动疲劳寿命而言,修正后的方程寿命预测误差分别为78.7%和38.5%.与原始Basquin方程相比,修正后的方程寿命预测精度分别提高了66.0%和19.2%.     

航空发动机复合材料叶片振动疲劳特性研究

针对发动机复合材料叶片开展了振动疲劳特性研究。首先通过模态测试获得叶片结构的振型图,确定叶片在振动中应力最大部位疲劳薄弱部位;其次采用振动台施加窄带随机激励载荷,并监测其疲劳薄弱部位的应变水平,获得了复合材料叶片的振动响应及疲劳特性。试验结果显示,叶片在350με应变水平下的振动疲劳寿命为5.46×106;复合材料叶片的固有频率随试验时间的增加而降低。上述结果可为复合材料叶片在发动机中的应用提供部分依据。     

单向双筋板结构件共振疲劳试验及分析

航空航天领域广泛存在着振动疲劳问题,严重危及飞行器结构的安全可靠性。本文首先设计了激振器直接作用于试件的力激励振动疲劳试验系统,并提出了跟踪结构共振频率的频带激励共振疲劳寿命测试方法;而后利用试件进行了频带激励下的定应变共振或定载荷共振结构振动疲劳试验;最后针对试验结果分析与讨论了可能影响结构振动疲劳寿命的各种因素。结论表明,试验结构件的边界条件、初始条件以及结构动力学特性等都可能是影响振动疲劳寿命的关键因素。频带激励共振疲劳试验方法为振动疲劳寿命曲线的测试积累了经验。     

谐振载荷作用下工程结构振动疲劳寿命预估的损伤力学-有限元法

建立了预估谐振载荷作用下结构振动疲劳寿命的损伤力学-有限元方法。首先根据损伤热力学原理,构建了损伤演化方程,建立光滑试件在恒幅应变交变载荷作用下寿命预估方法;进一步由损伤力学守恒积分原理,得到恒幅重复载荷作用下应力与寿命的关系式;然后根据标准件疲劳试验结果,拟合得到损伤演化方程中的材质参数;最后利用APDL语言编程对ANSYS软件进行了二次开发,借助ANSYS软件对谐振载荷作用下结构振动疲劳裂纹萌生寿命进行预估。作为算例,本文利用该方法预估了LC9CgS1铝合金梁谐振载荷作用下疲劳裂纹萌生寿命。     

TC4钛合金超高周次轴向振动疲劳试验

应用基于压电超声疲劳试验技术开发的20kHz轴向振动疲劳试验系统,完成了室温下TC4钛合金超高周疲劳试验,获得了TC4合金在107～109周次范围内的轴向振动疲劳寿命曲线(S-N曲线);运用C.Paris推导公式预测了TC4合金材料的寿命,得到各应力水平下破坏率为50％、95％、99％的安全寿命.结果表明:在疲劳循环大于107周次时,试件仍会发生疲劳断裂,疲劳强度随循环次数的增加而下降,并不存在明显的疲劳极限.TC4合金的S-N曲线在107～109周次的范围内呈连续下降型.在轴向振动超高周疲劳试验中,试件的裂纹扩展寿命只占其在50％破坏率下疲劳安全寿命的一小部分,其疲劳寿命主要由试件的裂纹萌生寿命决定.     

气动环境下结构噪声载荷谱编制方法

目前针对既受气动静压力又受声载荷的结构,试验考核时大部分是静强度与声疲劳寿命分开考核,但是气动静压产生的拉伸平均应力会影响结构的声疲劳寿命,本研究提供一种气动环境下结构噪声载荷谱编制方法,将气动静压对结构寿命的影响等效到声载荷中,便于在实验室中进行疲劳寿命验证。通过有限元研究了气动静压对结构振动特性和响应特性的影响,计算得到了不同压力情况下结构的振动特性,并且得到了气动静压与声载荷联合作用下结构的响应,根据相应材料的随机S-N曲线计算得到不同静压下结构的声疲劳寿命,得出了气动静压达到一定值会严重影响结构声疲劳寿命的结论。随后利用修正Goodman公式将平均应力非零状态的动应力转化为零平均应力时的动应力,然后根据损伤等效关系将气动静压对结构寿命的影响等效到声载荷中。研究给出了气动环境下结构噪声载荷谱编制方法。     

振动处理技术对焊接构件疲劳特性的影响

本文用大量的试验结果证明振动处理技术(VSR)是提高焊接构件疲劳寿命的有效方法之一,并给出了振动时效处理工艺的参数选取原理及具体应用实例.     

金属连接导管振动疲劳极限测试方法研究

为确定滚压和焊接钛合金导管的振动疲劳极限寿命,采用HB5277-84规定的振动疲劳试验方法和失效准则。分别利用激光位移传感器和电阻应变片测定了试件的第一阶频率和规定加速度载荷激励下的试件悬臂端位移及试件根部的应变。试验发现：对于具有连接特性的试件在进行定频振动疲劳试验初期,试件第一阶响应频率快速下降,此时试件并未发生裸眼可见破坏和裂纹。为满足产品定寿要求,采用逐级增加试验载荷进行扫频振动试验,直至试件频率稳定以及根部应变和端部位移达到试验要求后,再进行正式定频振动疲劳试验,仍采用依据频率下降1%作为失效准则完成了所用规定试验。     

腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定技术的试验验证

一般环境下飞机结构疲劳寿命评定技术已相对成熟,而建立在模拟试验基础上的腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定技术目前尚不完善.本文通过退役飞机全尺寸结构疲劳试验结果与对应的关键部位腐蚀条件下疲劳寿命评定结果的对比分析方法,验证腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定方法,同时提出了用已服役多年飞机全尺寸结构疲劳试验结果修正地面停放腐蚀修正系数曲线及加速环境谱当量加速关系的方法.     

航空发动机压气机叶片振动疲劳裂纹扩展规律研究

以某型航空发动机压气机2级转子叶片为例,研究了叶片的振动疲劳裂纹扩展规律。研究过程中,首先利用有限元方法分别计算了试验状态与工作状态下叶片振动导致的裂纹尖端应力强度因子范围随裂纹长度的变化;试验研究了裂纹扩展速率与裂纹长度的关系。之后,综合计算结果和试验结论,得出叶片试验状态与工作状态下的裂纹扩展规律,并与Paris公式进行了比较,发现叶片的振动疲劳裂纹扩展速率dad N是与裂纹长度a和裂尖应力强度因子范围IΔK相关的多项式,而Paris公式不能描述叶片的振动疲劳裂纹扩展现象。研究结论可进一步确定叶片的损伤容限、确定合理的叶片检修周期,为保障飞行安全奠定基础。     

汽轮机动叶片的可靠性设计方法

提出了汽轮机叶片可靠性设计方法,介绍了叶片可靠性的含义和计算方法。该方法以概率论和统计学为基础,把汽轮机叶片的静应力、动应力、叶片疲劳强度、叶片安全倍率、叶片振动频率和激振力频率处理为随机变量,通过试验数据的统计分析和计算,确定有关随机变量的分布参数。使用概率设计法、应力与强度干涉模型确定汽轮机叶片疲劳强度和振动设计的可靠度。文中给出了叶片疲劳强度的动应力设计法和安全倍率设计法以及第一种调频叶片、第二种调频叶片和整圈连接叶片组的振动可靠性设计的计算公式和一些应用实例。使用这些方法,可以在设计阶段确定汽轮机叶片设计的可靠度,为汽轮机叶片的可靠性设计提供了科学的依据。     

比例超载对铝合金圆孔薄板试件低周拉-拉疲劳寿命的影响

对铝合金圆孔薄板试件进行了超载和常辐的对比实验,取六种超载比,对每一超载比各进行了不同超载周次的实验,从这些实验结果看出,对每一超载比,超载试件的疲劳寿命和常辐疲劳试件的寿命比值先是随超载周数的增加而较快的增加,之后在一个相当大的超载周数范围内,超载寿命比的变化不大。当超载周数超过一定值时,超载寿命比随超载周数的增加而略有减少。本文的实验中,在超载60％的情况下,超载周数从20周到90周的范围内,超载试件的平均寿命比常辐疲劳试件的寿命约高3.5倍。     

用于高压压气机叶栅设计的影响矩阵法

在表面涡模型的基础上,发展了一种能用于压气机不同叶型,在亚临界工况下叶片反问题设计方法——影响矩阵法。方法利用隐式的残值修正思想构造出一个能够连接叶片表面压力函数变化和叶型坐标变化的影响矩阵,同正问题的二维、无粘、势流的有限元法相结合而成。给出的数值结果表明了影响矩阵法用于叶片设计的有效性和准确性,能够满足工程技术要求。本文发展的这一方法的主要目的是:用于对文献[6]以解析方法得到的相似变换准则所具有的相似精度作出数值修正,从而提高叶片表面附近的流动相似精度。     

Current understanding of ultra-high cycle fatigue

The fatigue life of numerous aerospace, locomotive, automotive and biomedical structures may go beyond 10⁸ cycles. Determination of long life fatigue behavior becomes extremely important for better understanding and design of the components and structures. Initially, before the invention of ultrasonic fatigue testing, most of the engineering materials were supposed to exhibit fatigue life up to 10⁷ cycles or less. This paper reviews current understanding of some fundamental aspects on the development of accelerated fatigue testing method and its application in ultra-high cycle fatigue, crack initiation and growth mechanisms of internal fracture, S-N diagram, fatigue limit and life prediction, etc.     

航空发动机钛合金材料的高周和超高周疲劳性能研究1）

通过对航空发动机空心风扇叶片用Ti-6Al-4V 随炉试样的高周和超高周疲劳试验研究,揭示了Ti-6Al-4V 材料在10⁷ 循环周次以上同样会发生疲劳破坏. 采用三参数幂函数寿命曲线拟合了高周和超高周的疲劳性能数据,发现可以较好地将两种试验下的数据衔接起来,结果显示在此试验条件下基于超声的超高周疲劳试验的频率效应可以忽略. 通过断口分析表明,超高周试样在试样表面没有缺陷的情况下,裂纹大多数是从材料内部或次表面萌生,而高周疲劳试样的裂纹是从材料表面开始萌生.     

纤维增强复合材料疲劳研究现状和发展

纤维增强复合材料的疲劳研究是一个很活跃的领域。本文根据近20年来国内外有关复合材料疲劳研究的论文和报告,综述了当前研究的四个方面问题:①复合材料疲劳性能研究及其影响因素;②疲劳损伤的形成和裂纹扩展;③疲劳损伤模型;④疲劳寿命估算。笔者还对当前复合材料疲劳研究的发展表述了己见。      

沥青混合料疲劳过程的损伤力学分析

采用损伤力学方法研究沥青混合料的疲劳失效问题。针对悬壁梁弯曲疲劳试件,推导出疲劳过程中应力场、损伤场和疲劳裂纹形成寿命的工程封闭公式。根据沥青混合料特点,提出一种模拟疲劳裂纹扩展的特征单元失效模式,从而将疲劳裂纹形成与扩展两个阶段统一用损伤力学理论进行描述和分析。本文对沥青混合料试件的疲劳裂纹形成寿命与扩展寿命分段进行了预测,还对疲劳过程中刚度衰减及位移幅值的演化过程进行了数值模拟计算。理论预期与实验结果吻合良好。