某航空發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪葉片蠕變-疲勞交互作用壽命預(yù)測(cè).pdf

1、許多高溫下工作的零構(gòu)件承受交變載荷時(shí)，疲勞性能明顯降低。通常，高溫疲勞指工作溫度高于蠕變臨界溫度時(shí)的疲勞。溫度高于0.5Tm(Tm為熔點(diǎn))時(shí)，往往是蠕變-疲勞交互作用使材料的強(qiáng)度顯著下降。 航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片處于高溫燃?xì)獍鼑脱h(huán)載荷下工作，其工作的可靠性直接影響飛行安全性及發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比及渦輪前燃?xì)鉁囟鹊牟粩嗵岣?，蠕?疲勞交互作用導(dǎo)致的斷裂已成為發(fā)動(dòng)機(jī)熱端構(gòu)件主要失效模式之一。因而對(duì)渦輪葉片蠕變-疲勞

2、交互作用進(jìn)行準(zhǔn)確的壽命預(yù)測(cè)具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。 本文在綜述國(guó)內(nèi)外蠕變-疲勞交互作用壽命預(yù)測(cè)理論研究發(fā)展概況的基礎(chǔ)上，結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的復(fù)雜承載條件，采用試驗(yàn)研究與理論分析相結(jié)合的方法，從工程應(yīng)用的角度出發(fā)，對(duì)渦輪葉片蠕變-疲勞交互作用的壽命預(yù)測(cè)方法進(jìn)行了深入研究，論文主要內(nèi)容包括： (1)對(duì)低壓渦輪葉片材料GH4049合金進(jìn)行了蠕變?cè)囼?yàn)、簡(jiǎn)單拉伸及疲勞加載的應(yīng)變率敏感性試驗(yàn)研究，確定了GH4049合金在幾種定常

3、溫度下的蠕變本構(gòu)關(guān)系及變溫蠕變本構(gòu)關(guān)系、不同加載條件下的應(yīng)變率敏感性系數(shù)。這些研究為葉片壽命預(yù)測(cè)提供了更充分的基礎(chǔ)條件。 (2)通過(guò)對(duì)穩(wěn)態(tài)蠕變率的宏觀唯象公式的分析，指出通過(guò)參數(shù)優(yōu)化估計(jì)方法，可以解除以往試驗(yàn)確定穩(wěn)態(tài)蠕變激活能的過(guò)程中一些試驗(yàn)條件的限制。給出了兩種不同的參數(shù)優(yōu)化目標(biāo)，并對(duì)GH4049合金和ZA27驗(yàn)證了參數(shù)優(yōu)化估計(jì)方法的有效性。 (3)以往很多學(xué)者曾指出：許多材料的塑性應(yīng)變幅與壽命循環(huán)反相數(shù)曲線(xiàn)略向下

4、向內(nèi)彎。本文對(duì)13種不同材料的重復(fù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析也證實(shí)了這一點(diǎn)，并以此為出發(fā)點(diǎn)，通過(guò)冪變換法，得出了低循環(huán)疲勞壽命預(yù)測(cè)的冪指函數(shù)模型。Coffin-Manson方程實(shí)際上是冪指函數(shù)模型在雙對(duì)數(shù)據(jù)坐標(biāo)系下的一階線(xiàn)性近似。由于冪指函數(shù)模型非線(xiàn)性的增強(qiáng)，對(duì)于塑性應(yīng)變幅與壽命循環(huán)反相數(shù)曲線(xiàn)關(guān)系具有很好的描述能力。確定模型參數(shù)時(shí)，通過(guò)數(shù)學(xué)方法處理，仍采用線(xiàn)性回歸參數(shù)估計(jì)方法，保持了應(yīng)用簡(jiǎn)便的優(yōu)點(diǎn)。 (4)鑒于冪指函數(shù)模型對(duì)于低循環(huán)疲勞壽命

5、預(yù)測(cè)具有較好的預(yù)測(cè)能力，將其應(yīng)用于蠕變-疲勞交互作用下壽命預(yù)測(cè)的應(yīng)變范圍區(qū)分(SRP)法和時(shí)間-壽命分?jǐn)?shù)法中，使得原模型的預(yù)測(cè)精度得到了一定程度的提高。 (5)對(duì)渦輪葉片承受熱負(fù)荷、離心負(fù)荷和氣流力這三種載荷下分別作了應(yīng)力-應(yīng)變影響分析。在同時(shí)考慮上述三種載荷的情況下，按葉片臺(tái)架試驗(yàn)簡(jiǎn)化載荷譜進(jìn)行了葉片純疲勞和蠕變-疲勞交互作用下的應(yīng)力-應(yīng)變影響分析。分別應(yīng)用基于Coffin-Manson方程的SRP法和應(yīng)變能區(qū)分(SEP)法