高低周复合载荷对钛合金疲劳裂纹扩展性能的影响

为研究高低周复合载荷对航空发动风扇/压气机叶片和轮盘材料钛合金疲劳裂纹扩展性能的影响,进行了TC11钛合金材料在低周载荷和高低周复合载荷下的裂纹扩展试验及分析。结果表明:在高周应力强度因子幅值大于裂纹扩展的门槛值条件下,叠加在低循环载荷上的振动载荷会引起裂纹的快速扩展。采用扫描电子显微镜(SEM)比较分析了不同类型载荷下的断口宏观和微观形貌特征。分析表明:低周载荷裂纹扩展断口的疲劳条带较明显,二次裂纹深度较大且方向和分布较凌乱;高低周复合疲劳裂纹扩展断口有明显的二次裂纹和疲劳条带混合特征,且二次裂纹深度相对较小且分布较均匀。在高周应力强度因子幅值相同条件下,高低周复合疲劳的总应力强度因子较大(随Rminor的增大而增加),引起裂纹尖端张开程度较大,裂纹扩展过程中的韧窝、解理特征较明显。

高温高低周复合载荷试验加载技术

为了获取航空发动机涡轮转子叶片的疲劳寿命,通过电磁感应加热、高低周复合载荷协调加载控制方法实现正交载荷解耦联合加载,研究了转子叶片在高温环境、低周离心载荷和高周振动载荷耦合响应,并基于涡轮叶片模拟试验件,对上述技术进行了验证。结果表明,该试验技术具备可行性和正确性。可见该技术可以实现航空发动机结构部件的多场耦合复杂载荷强度试验加载。

高低周复合载荷下球墨铸铁的P-da/dN-ΔK曲线

分别在恒幅载荷和高低周复合载荷作用下,对球墨铸铁进行了疲劳裂纹扩展速率的对比试验研究,并对试验结果进行了统计分析,得出了a-N和P-da/dN-ΔK曲线.采用Paris公式拟合P-da/dN-ΔK曲线,得到了恒幅载荷和高低周复合载荷下球墨铸铁的裂纹扩展速率估算公式.

高低周复合载荷加载控制技术研究

某涵道尾桨疲劳寿命认定试验中,要对尾桨施加2种载荷,分别是沿叶身展向的低周离心力载荷和垂直于叶身的高周气动力载荷。这2种载荷需要同步协调加载,每一种载荷具有不同的幅值和频率,使用传统的单一设备,很难实现这2种载荷的同时加载。因此,经过分析,提出了利用2种设备分别施加高周载荷和低周载荷的方法,2种设备之间通过外部触发信号来实现2种载荷的同步协调加载。通过研究和试验,证明该方法切实可行,满足试验要求。

高低周复合载荷试验及分析

某涵道尾桨寿命认定试验中,尾桨受到高、低周循环载荷的同步协调作用,并发生疲劳断裂,成功复现了尾桨在真实工作状态下的破坏情况。试验采取高、低周载荷单独加载,并通过外部触发的方式实现了同步协调加载。对试验结果进行分析,找到了影响加载结果的原因,并提出了改进措施。该试验方法加以改进和优化之后,可以应用于更大尺寸、更复杂结构的高低周复合载荷试验。

涡轮叶片高低周复合振动响应分析

为了揭示高低周载荷相互作用机制对叶片失效机理的影响,采用显式动力学分析方法,从时域角度出发,对涡轮叶片模拟件进行高低周复合载荷下的振动响应实时模拟,研究了高低周载荷的相互作用机制及接触区域的响应特征。并就高低周频率比、载荷大小等参数对叶片振动响应的影响作了进一步分析,获得了不同工况下应力应变响应曲线和不同参数影响下的变化规律,其结果可为涡轮叶片疲劳寿命预测提供输入。所采用的分析方法和得出的结论可为发动机涡轮叶片振动疲劳考核验证试验载荷谱的制定和结构的优化设计提供一定的参考。

一种预测高低周复合疲劳寿命的新方法

发动机、内燃机、汽轮机转子等高温设备在工作中常受到高低周复合疲劳载荷的作用。在现有寿命模型基础上,提出了一种通过应变比-寿命比曲线预测高低周复合疲劳寿命的新方法。对三类不同材料的实验数据进行分析,表明了此方法具有一定的通用性。对寿命估算值与实验结果进行对比分析,估算值均在误差允许范围内,可以较好地预测高温设备材料的高低周复合疲劳寿命。

考虑耦合损伤的燃气轮机叶片材料高低周复合疲劳寿命研究

燃气轮机叶片在实际工作过程中,受到高低周载荷共同作用而易发生疲劳失效。针对高低周复合疲劳损伤演化和寿命预测比较复杂这一问题,考虑高低周载荷叠加形成的耦合损伤,建立了一种新的高低周复合疲劳寿命预测模型,在此基础之上,引入弱化函数描述某些低幅高周载荷对复合损伤的弱化作用,建立了具有低载强化寿命效应的高低周复合疲劳寿命预测模型。通过试验数据的验证分析并和Miner模型、Zhu模型的预测结果进行对比,建立的高低周复合疲劳寿命预测新模型的适用性和准确性较高,为叶片完整性设计、损伤分析和寿命预测奠定基础。

高温高低周载荷耦合试验技术

针对材料级试验件在高温环境、低周离心载荷和高周振动载荷共同作用下的疲劳寿命,开展高温高低周复合载荷疲劳试验技术研究,突破电磁感应加热试验技术、高低周复合载荷加载控制技术,并在试验中得到了充分验证。

涡轮叶片耦合疲劳寿命预测与试验验证

为了解决涡轮转子叶片在温度、离心力和气动/噪声联合载荷作用下的疲劳强度问题,开展了高低周复合载荷谱分解方法和基于高低周载荷的全时域蠕变损伤累积模型研究,提出了同时考虑蠕变损伤、低周疲劳损伤和高周疲劳损伤的耦合疲劳寿命预测方法。同时,通过正交载荷解耦和耦合载荷协调加载控制等关键技术的应用,开发了高温环境下的高低周复合疲劳试验平台。最终,基于设计的涡轮叶片模拟件,完成了耦合疲劳寿命预测和试验验证。结果表明:模拟试件的耦合疲劳寿命试验结果分散系数为1.01,耦合疲劳寿命的预测结果与试验结果偏差小于24%,从而验证了疲劳寿命预测模型的正确性,为我国航空发动机热端部件的疲劳强度设计和验证提供了有效的技术途径。