某航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤疲勞可靠性壽命預(yù)測(cè).pdf

1、渦輪盤是航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的關(guān)鍵部件，一旦發(fā)生失效則會(huì)帶來嚴(yán)重的后果。因此，開展渦輪盤疲勞壽命預(yù)測(cè)的研究是十分必要的。渦輪盤工作時(shí)受到復(fù)雜載荷、高溫蠕變以及環(huán)境腐蝕等損傷因素的交互作用，因此可能發(fā)生的失效模式有低周疲勞、過度變形、破裂、輻板屈曲以及振動(dòng)開裂等。其中低周疲勞是最常發(fā)生也是最容易造成嚴(yán)重后果的失效模式。國(guó)外對(duì)航空部件疲勞失效的研究起步較早，到現(xiàn)在已經(jīng)形成了比較完備的疲勞壽命預(yù)測(cè)與評(píng)估體系。國(guó)內(nèi)的研究探索起步較晚，還沒有形成一套比較

2、完備的疲勞壽命預(yù)測(cè)與評(píng)估體系?，F(xiàn)階段針對(duì)航空器件的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型和試驗(yàn)評(píng)估方法相關(guān)方面的研究主要是為了滿足一些工程計(jì)算的需要，并且為建立完備的疲勞壽命預(yù)測(cè)與評(píng)估系統(tǒng)打下基礎(chǔ)。
　　本文從疲勞壽命預(yù)測(cè)模型的改進(jìn)和疲勞壽命試數(shù)據(jù)分析兩個(gè)方面進(jìn)行探索性研究。
　　疲勞壽命預(yù)測(cè)模型的改進(jìn)，介紹兩種改進(jìn)方法，分別是基于干涉平面法的改進(jìn)模型和基于臨界平面法的改進(jìn)模型。兩種改進(jìn)模型從不同的切入點(diǎn)討論了循環(huán)附加強(qiáng)化效應(yīng)，因此兩種改進(jìn)模型均