断口反推疲劳应力及其在叶片断裂分析中的应用

介绍了断口反推疲劳应力的分类与方法 ,给出了疲劳条带间距反推疲劳应力的基本原理和方法 ,并着重研究了其在叶片断裂失效分析中的应用。结果表明 ,可采用疲劳条带间距对工程实际应用中叶片疲劳断裂时的应力进行断口反推 ,且该方法简单易行。

钛合金断口反推疲劳应力的实验与工程应用研究

对钛合金在实验和工程应用条件下的构件进行断口定量反推 ,研究疲劳条带间距反推疲劳应力在钛合金应用的可行性。结果表明 ,实验条件下应力水平较低时 ,钛合金断口反推计算的疲劳应力的误差较小 ,随着应力水平的提高 ,误差逐渐增大 ,采用无量纲数a/D在 0 .45～ 0 .5 5范围内的疲劳条带间距进行反推的误差在 10 %以下 ;而对钛合金实际构件的疲劳断裂 ,可采用疲劳条带间距进行反推其疲劳振动应力 ,该方法简单易行 。

断口反推疲劳应力的新进展

回顾了利用临界裂纹长度ac 和瞬断区面积A确定疲劳应力的应用及问题 ,介绍了利用疲劳间距反推疲劳应力的基本原理、方法及其工程应用。结果表明 ,利用疲劳条带宽度反推疲劳应力的误差可控制在 15%以下。

旋转状态下叶片振动应力的断口反推法

提出了一种确定航空发动机叶片振动应力的新方法——断口反推法。该方法依据断裂力学的基本原理 ,从叶片实际断口测得裂纹疲劳扩展速率 da/d N值 ,并利用材料的裂纹扩展速率 da/d N同裂纹应力强度因子幅值 ΔK之间的关系 ,确定出叶片在振动应力作用下的振动应力强度因子 ;然后采用有限元数值计算方法对叶片进行静力分析、模态分析及裂纹应力强度因子计算 ,最后反推出叶片在旋转状态下振动应力值的大小。该方法根据叶片的实际断口情况计算出叶片在断裂之前的振动应力值 。

疲劳应力变幅的断口反推研究

通过对 1 8Cr2 Ni4WA钢在不同应力比和不同载荷下的疲劳裂纹扩展速率试验 ,拟合得Paris关系式 ,然后对试验断口进行疲劳条带宽度 S(微观裂纹扩展速率 )测量 ,将疲劳条带宽度值代入拟合的 Paris关系式中 ,反推计算断口试样的疲劳应力变幅。结果表明 ,疲劳条带宽度只在疲劳裂纹扩展的一定阶段与宏观裂纹扩展速率相等 ,选择该阶段的数据点进行疲劳应力变幅反推计算 ,相对误差在 1 0 %以下 ;数据点是否位于宏、微观裂纹扩展速率相等的阶段 ,可由 S～ yπa双对数座标 S形曲线判定 ,并发现由于裂纹扩展速率的误差传递系数小于 0 .5。

TC21钛合金电子束焊接件疲劳断口定量反推研究

对TC21钛合金电子束焊接接头的疲劳断口进行了基于宏观扩展区面积和微观疲劳条带的定量分析。结果表明:在断裂韧性大小相同的情况下,可由扩展区面积反推构件承受的应力,反推计算所得应力与实际加载疲劳应力的相对误差在10%以内;疲劳裂纹稳定扩展第二阶段的显微特征是疲劳条带,利用Paris公式反推焊接结构的原始疲劳质量,原始疲劳质量呈正态分布,实验结果对钛合金电子束焊接结构的工艺评定具有重要的工程意义。

TA15钛合金疲劳寿命反推研究

应用断口定量反推疲劳寿命的理论基础,通过对裂纹长度与疲劳条带间距的测量,利用Paris公式,分别运用自然对数法和常用对数法对TA15钛合金进行了寿命反推,并对结果进行了比较,结果表明,在相同的条件下,应用常用对数法计算的疲劳扩展寿命与应用自然对数法计算的扩展寿命十分接近。

基于ABAQUS的飞机发动机舱固定卡箍断裂分析

飞机发动机舱P型卡箍在较短服役时间内产生断裂,通过对卡箍宏微观分析、金相组织分析、化学成分分析,结果表明:卡箍断裂方式为多源起裂的单向弯曲疲劳断裂,裂纹扩展方向从安装脚外表面沿厚度方向扩展,断裂卡箍金相组织、材料成分符合技术要求,排除由原材料引起的卡箍断裂。通过疲劳断口定量反推获得了疲劳应力,在距离裂纹源0.041 mm处疲劳应力幅△σ为100.23 MPa,距离裂纹源0.198 mm处疲劳应力幅△σ为58.21 MPa,距离裂纹源0.428 mm处疲劳应力幅△σ为38.43 MPa,说明疲劳在扩展初期所受载荷较大,随着疲劳裂纹扩展,载荷呈逐渐下降的趋势。结合卡箍在装配过程中受力仿真分析,确定卡箍发生疲劳断裂的原因为装配过程中卡箍张口较大,在断裂位置存在较大装配应力,降低了零件的疲劳寿命。

30CrMnSiNi2A钢原始疲劳质量的评估

采用断口定量分析方法，在断口宏、微观特征研究的基础上用断口微观细节特征实测出了疲劳裂纹扩展曲线，并用符合裂纹扩展特性的力学模型对实测曲线进行了拟合计算，反推出了飞机用结构材料３０ＣｒＭｎＳｉＮｉ２Ａ的原始疲劳质量（ＩＦＱ）。

涡扇发动机空气导管开裂故障研究

针对涡扇发动机试车中出现的空气导管开裂故障,进行了故障件断口外观形貌及断口和原材料分析。利用Pairs公式反推出的断口疲劳扩展区的应力,低于TA15钛合金拉伸强度极限15.6%;而空气导管带刀痕试样的高周疲劳强度极限,低于该合金在材料数据手册中的疲劳强度极限27.4%。故障原因主要是加工刀痕降低了构件的疲劳强度极限,在发动机试车过程中的振动和空气导管内外腔压差变化载荷作用下,导致了裂纹萌生和扩展,这也表明TA15钛合金具有缺口敏感性。