某航空發(fā)動機低壓渦輪葉片蠕變-疲勞交互作用壽命預(yù)測.pdf

1、許多高溫下工作的零構(gòu)件承受交變載荷時，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的疲勞。溫度高于0.5Tm(Tm為熔點)時，往往是蠕變-疲勞交互作用使材料的強度顯著下降。 航空發(fā)動機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)動機使用壽命。隨著航空發(fā)動機推重比及渦輪前燃?xì)鉁囟鹊牟粩嗵岣撸渥?疲勞交互作用導(dǎo)致的斷裂已成為發(fā)動機熱端構(gòu)件主要失效模式之一。因而對渦輪葉片蠕變-疲勞

2、交互作用進行準(zhǔn)確的壽命預(yù)測具有重要的現(xiàn)實意義。 本文在綜述國內(nèi)外蠕變-疲勞交互作用壽命預(yù)測理論研究發(fā)展概況的基礎(chǔ)上，結(jié)合航空發(fā)動機渦輪葉片的復(fù)雜承載條件，采用試驗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)，對渦輪葉片蠕變-疲勞交互作用的壽命預(yù)測方法進行了深入研究，論文主要內(nèi)容包括： (1)對低壓渦輪葉片材料GH4049合金進行了蠕變試驗、簡單拉伸及疲勞加載的應(yīng)變率敏感性試驗研究，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)測提供了更充分的基礎(chǔ)條件。 (2)通過對穩(wěn)態(tài)蠕變率的宏觀唯象公式的分析，指出通過參數(shù)優(yōu)化估計方法，可以解除以往試驗確定穩(wěn)態(tài)蠕變激活能的過程中一些試驗條件的限制。給出了兩種不同的參數(shù)優(yōu)化目標(biāo)，并對GH4049合金和ZA27驗證了參數(shù)優(yōu)化估計方法的有效性。 (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)曲線略向下

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

5、預(yù)測具有較好的預(yù)測能力，將其應(yīng)用于蠕變-疲勞交互作用下壽命預(yù)測的應(yīng)變范圍區(qū)分(SRP)法和時間-壽命分?jǐn)?shù)法中，使得原模型的預(yù)測精度得到了一定程度的提高。 (5)對渦輪葉片承受熱負(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。在同時考慮上述三種載荷的情況下，按葉片臺架試驗簡化載荷譜進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