TC4钛合金外物损伤疲劳极限及预测研究

为研究外物损伤对航空发动机TC4叶片高周疲劳极限的影响,以模拟叶片为研究对象,采用空气炮法,预制不同工况下钢球冲击模拟叶片前缘外物损伤,为获得损伤叶片的疲劳极限,对损伤叶片开展了高周疲劳试验,在此基础上,通过有限元仿真探究了缺口残余应力分布对疲劳裂纹的萌生以及疲劳极限的影响,最后通过修正Peterson公式对叶片疲劳极限进行预测研究。结果表明,冲击所造成的缺口尺寸随冲击能量的增大而增大;叶片的高周疲劳极限随冲击能量增大而降低,其中缺口深度对疲劳极限的影响较大;缺口底部残余拉应力可能对叶片疲劳极限有一定影响;Peterson公式对疲劳极限进行预测所得结果误差较大,修正后预测结果误差从-30%~30%降至-15%~15%。

GH909平板在模拟叶片冲击下失效模式分析

针对航空发动机燃气涡轮机匣典型材料GH909,设计平板打靶试验件。以定向凝固柱晶高温合金DZ406模拟叶片为弹体,开展冲击打靶试验,得到GH909平板在模拟叶片冲击下的变形、失效模式和临界穿透速度。结果表明:模拟叶片冲击平板过程中,随着冲击速度的增加,平板变形破坏会产生弹痕变形、临界击穿、完全击穿等不同失效模式;以0°角垂直冲击平板时,低速时不会产生裂纹,当速度较高时,冲击部位会被撕裂,弹痕两端向垂直方向延伸出共4条裂纹,当速度较高时,叶片会穿透平板,弹坑周围向外延伸5条裂纹;以45°角冲击平板时,在高速冲击下平板产生呈T型3条裂纹。该研究结果对航空发动机机匣包容性设计有借鉴意义。

1Cr15Ni4Mo3N不锈钢航空发动机叶片外物损伤规律研究

为研究不同因素对不锈钢航空发动机叶片外物损伤的影响规律,以模拟叶片为研究对象,通过空气炮法,开展不同工况下外物损伤试验。结果表明:缺口尺寸与冲击能量呈现正相关的关系;冲击角度和冲击速度对损伤类型的影响较大。冲击角度越大、冲击速度越小,鼓包型损伤增多;冲击角度越大、冲击速度越大,撕裂型损伤增多。

ZTC4在不同冲击试验工况下的失效模式

针对航空发动机压气机机匣典型材料ZTC4,设计了平板打靶试验件。以钢珠为弹丸,开展了多个冲击速度和2个冲击角度冲击打靶试验,得到了ZTC4平板不同冲击工况下的变形、失效模式和临界穿透速度。试验结果表明:钢珠冲击平板过程中,随着冲击速度的增加,平板变形破坏会产生凹坑变形、临界击穿、完全击穿等不同失效模式。以0°角垂直冲击平板时,冲击部位会产生裂纹,主裂纹呈放射状分布,完全穿透时平板冲塞破坏。以45°角冲击平板时,低速时不会产生明显的主裂纹,平板未被穿透,产生凹坑。在高速冲击下,平板被撕裂完全穿透,产生孔洞。研究结果可为ZTC4高应变率本构失效参数的标定和航空发动机压气机机匣包容性设计提供依据。

考虑率效应的 Ladeveze 本构模型 在复合材料损伤失效中的研究

为研究单向纤维增强复合材料在单轴载荷作用下的承载特性与失效模式差异,对复合材料单向板承载时的塑性累积与损伤演化等力学响应进行了有限元预测.首先,引入基于2D连续介质损伤理论的Ladeveze本构模型,并将其看作平面应力问题.考虑材料塑性行为的影响,并假定塑性强化为各向同性强化,利用FORTRAN编程语言对LS-DYNA进行二次开发,编写了基于Ladeveze损伤本构模型的用户材料子程序.利用LS-DYNA建立复合材料单向板的有限元仿真模型,研究了其在承受纵向拉伸、纵向压缩、横向拉伸,面内剪切等载荷下的典型失效行为,并与试验结果进行了对比,然后对所编写子程序的有效性进行了验证.最后,引入对数型率相关修正函数,对复合材料承受不同应变率载荷下的破坏行为进行了预测,研究了单向纤维增强复合材料率效应敏感度与承载组分之间的关系.