某涡轮盘低循环疲劳寿命预测及试验验证

使用有限元计算方法对某涡轮盘进行应力分析,得到涡轮盘应力分布和涡轮盘危险部位;采用局部应力应变法对该涡轮盘进行低循环疲劳寿命预测,证明该方法满足设计要求;对涡轮盘进行低循环疲劳试验,描述了试验加载方法,试验结果表明涡轮盘可满足5 200次寿命要求。     

基于ABAQUS的航空发动机涡轮盘强度分析

基于ABAQUS对某型航空发动机涡轮盘的强度进行了分析.通过加载离心力载荷和温度载荷,对该型涡轮盘进行了应力计算,完成了强度分析,为后续涡轮盘低循环疲劳寿命实验分析奠定了一定的基础.     

非对称循环疲劳寿命研究及涡轮盘概率寿命分析

提出基于试棒非对称循环疲劳实验数据的发动机轮盘低周疲劳寿命可靠性分析方法.通过250℃恒温两种不同应变比下GH4133材料疲劳实验,得到应变疲劳寿命曲线.通过有限元数值模拟标准试棒寿命,说明用非对称循环应变寿命曲线估算结构寿命比对称循环应变寿命曲线估算更准确.最后采用所提方法计算分析某涡轮盘销钉孔边低周疲劳概率寿命,寿命数值计算结果与试验结果吻合良好.     

某型航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命分析

确定发动机零部件的最大应力应变循环是进行零部件寿命研究的重要内容之一.弹塑性有限元分析常用于计算最大应力应变循环,但是由于各种载荷、约束等条件考虑不全面,得到的应力应变循环往往偏大.同时,某些零部件的瞬态温度场是决定其疲劳强度和使用寿命的重要因素,而获得准确的瞬态温度场是非常困难的.文中对某型发动机的高压涡轮盘进行疲劳试验条件下弹塑性有限元分析,对一台涡轮盘的残余应力进行测试,利用稳态温度场计算涡轮盘危险点最大应力应变循环,并根据弹塑性有限元分析和通过残余应力测试得到的最大应力应变循环进行低循环疲劳寿命预测.研究结果表明,弹塑性有限元分析法预测的寿命偏低,由残余应力可以较准确地确定最大应力应变循环.     

涡轮盘低循环疲劳两种可靠性分析方法的对比

使用基于应力和基于应变的疲劳可靠性分析方法,对比分析了涡轮盘低循环疲劳寿命及可靠性。P-S-N曲线由三参数函数式来描述,并由异方差回归拟合,涡轮盘危险点的应力应变可由有限元分析和响应面法得到,对比了应力寿命、应力强度、应变寿命和应变强度四种疲劳可靠性模型的寿命及可靠度,结果表明基于应力的分析方法,也可用于涡轮盘低循环疲劳可靠性分析。     

基于等效应变的Walker模型对轮盘寿命的预测

涡轮盘作为工作在高温高转速下的航空发动机关键部件,存在低周循环疲劳的风险。因此,低周循环疲劳是其结构设计的重要问题之一。首先,基于Walker模型在低周循环疲劳上的特性,提出了一种简化的Walker寿命预测模型。并且使用GH4133材料的试验数据验证了Walker模型的可行性。同时,为了验证Walker模型的优越性,采用多种模型对某轮盘寿命进行了预测。结果表明:简化的Walker模型预测值和真实值之间的相对误差为13.79%,其计算精度高于其他模型;其次,利用3个轮盘的真实寿命数据,检验不同的Walker衍生模型的预测精度。最后使用简化的模型对某型号发动机涡轮盘进行实例分析。     

某型发动机涡轮盘温度及应力计算分析

低循环疲劳是导致航空发动机涡轮盘失效的主要因素之一。以某型发动机的涡轮盘为研究对象,建立该涡轮盘的有限元模型并对其在最大工作状态下的温度和应力进行了分析计算,确定了涡轮盘热弹性应力和径向应力最大的1/4辐板处为低循环疲劳试验的考核部位,其工作温度为试验温度,为后续的低循环疲劳试验奠定了基础。     

基于贝叶斯评估的航空发动机涡轮盘疲劳寿命可靠性研究

为了在数据缺乏的状况下研究航空发动机GH4133涡轮盘材料失效问题,利用贝叶斯先验分布融合涡轮盘材料的疲劳失效信息,求得后验分布,绘制该涡轮盘的低周疲劳寿命失效曲线、疲劳寿命可靠度曲线,计算该涡轮盘的平均寿命以及可靠度P=99.87%下的可靠寿命。结果表明,针对涡轮盘小子样的问题,采用贝叶斯先验分布将涡轮盘材料的疲劳寿命信息融入到涡轮盘小子样可靠性分析中,可以扩展分析数据的信息,提高分析的准确度。     

某高压涡轮盘裂纹扩展特性研究

通过三维裂纹扩展有限元仿真分析与低循环疲劳裂纹扩展试验相结合,研究了某高压涡轮盘损伤容限特征。基于有限元仿真分析获得的螺栓孔部位的应力和变形,开展了三维裂纹扩展寿命仿真计算,得到裂纹扩展速率的计算值。在轮盘低循环疲劳试验中,通过螺栓孔内壁面处定期荧光渗透检测和裂纹长度检测,记录了裂纹发展情况;在轮盘破裂后,通过疲劳断口扫描电镜观察,获得了裂纹扩展特征。结果表明,仿真计算与试验断口分析得到的裂纹前沿扩展历程、裂纹扩展寿命之间均存在较好的一致性。     

燃气涡轮转子盘-片系统三维非线性循环应力-应变分析

燃气涡轮转子盘—片系统的几何形状和结构形式比较复杂，在高温、高转速的恶劣条件下工作，准确的应力分析是进行强度计算和疲劳寿命预测的重要前提。使用ANSYS有限元结构分析软件，建立了燃气涡轮盘—片接触系统三维循环对称有限元模型，考虑了叶片材料的各向异性、涡轮盘与叶片榫头之间的接触非线性、材料的弹塑性变形和温度不均匀引起的热应力等情况，数值模拟涡轮盘—叶片组件的受力状态及边界条件，进行三维非线性循环应力—应变分析。     

Probabilistic fatigue-creep life reliability assessment of aircraft turbine disk

Life consumption is one of the serious concerns for turbine disk performance and maintenance cost. The low cycle fatigue of turbine disk coming from the creep and their interaction has a direct influence on life and reliability of an aero engine. So, in this paper, the finite element analysis fatigue creep on Nickel base super alloy GH4133 turbine disk at 650 °C is computed based on the material properties, load and performance parameter of the low cycle fatigue as a random factor. The LCF Manson coffin model for cycles to failure (N_f ) and Larson Miller (N_c) are calculated. Damage fraction summation is used to calculate the low cycle fatigue creep life and fitted by two parameter Weibull distribution. Therefore, Monte Carlo simulation is used in random sampling from two parameter Weibull distribution to estimate the reliability assessment of turbine disk.     

基于塑性应变能的涡轮盘多轴疲劳寿命预测方法

在分析疲劳裂纹产生机理的基础上,将塑性应变能和临界平面结合起来,同时引入剪应变能比例因子,提出一种新的多轴损伤参量,通过试棒单轴低循环疲劳试验应力应变曲线得到总的塑性应变能,进而得到一种新的多轴疲劳寿命预测模型。通过对比分析,得到了最佳剪应变能比例因子。使用该模型、Chen-Xu-Huang(CXH)模型、Liu-Wang(LW)模型对某型发动机涡轮盘销钉孔低循环疲劳寿命进行预测,并与真盘试验结果进行对比。结果表明,该多轴疲劳寿命预测模型预测误差为20.5%,优于CXH和LW模型。     

Dynamic test and fatigue life evaluation of compressor blades

High-cycle fatigue (HCF) has been identified as one of the primary causes of gas turbine engine failure. To verify the reliability of the high cycle fatigue fracture of the 5 MW gas turbine engine blade being developed by Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd., dynamic tests were conducted using real size compressor rigs according to previous studies. The dynamic safety margin of the 5MW gas turbine engine blade was calculated on the basis of the ratio between the dynamic stress and endurance limit stress respectively determined through the compressor rig and fatigue tests. The HCF characteristics and the fatigue life stability of the DGT-5 compressor blades were verified through these processes. A fatigue life design procedure for the gas turbine compressor blade was established on the basis of the design, analysis, and test processes implemented in a previous study. In sum, the 5 MW class gas turbine compressor blades were found to be well designed in terms of resonance stability and fatigue life.     

核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展寿命的研究

提出核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展寿命的计算与评定方法。介绍核电汽轮机转子的低周疲劳与高周疲劳的应力幅与应力范围、低周疲劳裂纹扩展寿命与高周疲劳扩展寿命的计算方法。给出了核电汽轮机转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展日历寿命的计算与评定方法,以及1 000 MW级核电汽轮机焊接低压转子疲劳裂纹扩展日历寿命的计算与改进的应用实例。结果表明,高周疲劳对汽轮机转子疲劳裂纹扩展日历寿命有比较大的影响,新研制核电汽轮机的转子结构设计和在役核电汽轮机的转子安全性评定,需要评估转子在低周疲劳与高周疲劳交互作用下裂纹扩展 寿命。     

航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳裂纹扩展行为研究

材料的疲劳寿命由裂纹形成寿命和扩展寿命两部分组成。针对航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,进行室温下不同应力比的疲劳裂纹扩展试验,测试疲劳裂纹扩展门槛值。Paris公式回归分析结果表明,裂纹扩展速率随应力强度因子和应力比的增大而增大,含门槛值的修正Paris公式能精确描述疲劳裂纹扩展行为。利用光学显微镜在线观测裂纹扩展路径,并利用扫描电镜考察试样断口微观形貌。结果发现,随应力强度因子增大,裂纹扩展路径由平直变得曲折。在疲劳裂纹萌生区、稳定扩展区和快速扩展区,断裂表面依次呈现为解理断裂、疲劳条带和沿晶韧窝混合断裂模式。基于断口反推理论反推载荷和裂纹扩展方程,结果表明,利用反推方程预测疲劳裂纹的扩展,可有效防范疲劳断裂的发生。     

定向凝固合金涡轮叶片的低周疲劳寿命研究

对某发动机DZ4定向凝固高温合金涡轮叶片进行了有限元应力分析，应力分析中考虑了发动机实际工作过程中的离心载荷和不均匀温度引起的热负荷。利用应力分析结果和该材料的疲劳特性计算了1次飞行起落过程造成的发动机低循环疲劳损伤和900h飞行的总损伤，根据损伤等效原理，确定了试验规定条件下与900h飞行等效的试验谱以及试验寿命折算为飞行小时寿命的计算公式。     

Modal characteristics and fatigue strength of compressor blades

High-cycle fatigue (HCF) has been identified as one of the primary causes of gas turbine engine failure. The modal characteristics and endurance strength of a 5 MW gas turbine engine blade developed by Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. in HCF fracture were verified through analysis and tests to determine the reliability of the compressor blade. A compressor blade design procedure that considers HCF life was performed in the following order: airfoil and blade profile design, modal analysis, stress distribution test, stress endurance limit test, and fatigue life verification. This study analyzed the Campbell diagram and estimated resonance risk on the basis of the natural frequency analysis and modal test of the compressor blade to guarantee safe and operational reliability. In addition, the maximum stress point of the compressor blade was determined through stress distribution analysis and test. The bonding point of the strain gage was determined by using fatigue test. Stress endurance limit test was performed based on the results of these tests. This research compared and verified the modal characteristics and endurance strengths of the compressor blades to prevent HCF fracture, which is among the major causes of gas turbine engine damage. A fatigue life design procedure of compressor blades was established. The 5 MW class gas turbine compressor blade is well designed in terms of resonance stability and fatigue endurance limit.     

钛合金高周疲劳特性的影响因素分析

高周疲劳（HCF）亦称高循环疲劳,它是航空燃气涡轮发动机的主要失效方式之一。高周疲劳失效几乎涉及航空发动机每一个钛合金零件,如压气机叶片、压气机内环和机匣等,会导致发动机重要部件的过早失效,甚至整个发动机和飞机的损失。但仅研究高周疲劳并不能解决实质问题,必须研究各种损伤对钛合金材料高周疲劳特性的影响。损伤通常包含低周疲劳、外物损伤、在缺口或应力集中处形成裂纹和接触疲劳等,这些损伤都可能降低高周疲劳性能。本文主要介绍和总结了国内外有关低周疲劳和外物损伤对钛合金高周疲劳特性影响的研究现状。