航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的強(qiáng)度分析和壽命預(yù)測(cè).pdf

1、對(duì)渦輪葉片疲勞壽命的研究一直是航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度領(lǐng)域的熱點(diǎn)。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)性能的不斷提高，渦輪葉片的工作溫度越來越高，承受的載荷越來越復(fù)雜，疲勞失效的概率也越來越大，為了保證飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)在服役期間的安全性和可靠性，迫切需要對(duì)渦輪葉片的強(qiáng)度進(jìn)行校核和壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)。本文采用理論分析和數(shù)值模擬的方法，對(duì)某民航發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的強(qiáng)度和壽命進(jìn)行了研究。論文的主要工作和取得的主要成果如下：
　?。?）針對(duì)某民航發(fā)動(dòng)機(jī)的7組起落循環(huán)實(shí)測(cè)載荷數(shù)據(jù)，對(duì)轉(zhuǎn)

2、速循環(huán)譜采用幅度法統(tǒng)計(jì)了各個(gè)峰谷值的循環(huán)次數(shù)，對(duì)排氣溫度譜采用區(qū)間法統(tǒng)計(jì)了各個(gè)溫度區(qū)間的持續(xù)時(shí)間，在分析次循環(huán)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)壽命的影響時(shí)，對(duì)一些高頻次、影響小的次循環(huán)數(shù)據(jù)當(dāng)作無效值進(jìn)行了去除，最終得到了該航空發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作載荷譜。此載荷譜是該型發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)度分析和壽命預(yù)測(cè)的基礎(chǔ)。
　?。?）為更加真實(shí)反映渦輪葉片的受力狀態(tài)，利用ANSYS軟件進(jìn)行了熱力耦合計(jì)算，得到了渦輪葉片在離心、溫度及氣動(dòng)三種載荷聯(lián)合作用下的應(yīng)力應(yīng)變分布規(guī)律。結(jié)果表明

3、，葉身根部的吸力面為葉片疲勞失效的危險(xiǎn)點(diǎn)，葉片的應(yīng)力和應(yīng)變均滿足設(shè)計(jì)要求。所得到的計(jì)算結(jié)果為渦輪葉片疲勞壽命的預(yù)測(cè)準(zhǔn)備了條件。
　?。?）由于榫頭榫槽接觸應(yīng)力復(fù)雜，對(duì)其按照考慮摩擦和不考慮摩擦兩種情況進(jìn)行了接觸有限元分析。結(jié)果表明，摩擦系數(shù)對(duì)接觸應(yīng)力影響不大，而對(duì)接觸表面的切向應(yīng)力影響較大，呈增大趨勢(shì)，應(yīng)該對(duì)摩擦系數(shù)加以控制。
　?。?）通過對(duì)渦輪葉片受載環(huán)境的分析，得出渦輪葉片的疲勞壽命是指其低周疲勞壽命。在充分考慮壽命影

4、響因素的情況下，對(duì)Morrow修正公式中的疲勞強(qiáng)度系數(shù)和疲勞強(qiáng)度指數(shù)進(jìn)行修正，建立了渦輪葉片低周疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。通過前述應(yīng)力應(yīng)變的計(jì)算結(jié)果和材料的疲勞特性，分別選用 S-N曲線法和所建立的壽命預(yù)測(cè)模型，計(jì)算了渦輪葉片在各個(gè)工作狀態(tài)下的疲勞壽命，用兩種不同的方法得到的結(jié)果基本相同，表明所建立的葉片低周疲勞壽命模型是可靠合理的。同時(shí)，應(yīng)用所建立的低周疲勞壽命預(yù)測(cè)模型和蠕變持久方程對(duì)在葉身上選取的5個(gè)考核點(diǎn)進(jìn)行了疲勞/蠕變壽命預(yù)測(cè)。結(jié)果表明