低循环疲劳

摘要： 预测金属合金的疲劳寿命是冶金和机械工程领域中最重要的研究之一。在高温下,表面氧化对合金的疲劳强度和延展性有重要影响。本文研究了预循环氧化对无涂层和有Pt-Al涂层的镍基高温合金Rene®80在930°C时的高温低循环疲劳(HTLCF)性能的影响。将有涂层和无涂层的疲劳试样在燃烧器钻机中进行发动机热暴露模拟(1100°C,120次循环)。循环氧化过程中涂层的微观结构由双相(ξ-PtAl_(2)+β-(Ni、Pt)Al)转变为单相(β-(Ni、Pt)Al)。结果显示,与未暴露的无涂层试样相比,未暴露的涂层试样(预循环氧化)的HTLCF寿命延长了约11.5%,暴露涂层试样(后循环氧化)的仅延长了5%。虽然断裂试样的断口表现为混合模式断裂形态(延性和脆性),但暴露涂层/无涂层的试样断口大部分属于脆性断裂。

摘要： 针对目前燃气涡轮叶片更多依赖于后期整机长试才能集中暴露设计不足的问题,以某型发动机燃气涡轮叶片为例,开展了燃气涡轮叶片低循环疲劳寿命研究。首先,在典型循环下开展燃气涡轮叶片应力应变分析,确定了该燃气涡轮叶片的主要失效模式是以应变疲劳控制的低循环疲劳破坏,根据线性损伤累积原理,预测了燃气涡轮叶片的低循环疲劳寿命。然后,创新的提出了一种在旋转试验台实现涡轮叶片低循环疲劳试验的设计方法,采用开环式电磁感应线圈加热叶片,通过热传导实现带温度梯度的燃气涡轮转子温度场,并根据应变等效原则,确定了燃气涡轮转子试验转速。试验结果表明,燃气涡轮叶片预测寿命在5倍寿命分散带以内,且部件试验叶片裂纹位置与整机试验结果吻合。

摘要： 对GH4169合金中心孔板材试样进行冷挤压强化,研究了冷挤压和(600°C,500 h)热时效对试样在(600°C,820 MPa,R=0.1,三角波)条件下的低循环疲劳性能的影响.结果表明:冷挤压后中值疲劳寿命估计量由原始状态的7278周次提高到19536周次,提高了约2.5倍,显著提高了高温疲劳寿命,而热时效后原始状态疲劳寿命由7278周次降低到4717周次,降低了 35.8％,发生了疲劳弱化.疲劳弱化的原因是热时效使y"强化相向δ相转变,强化相含量减少,δ相数量增多且发生形态变化.热时效后,原先冷挤压表面残余压应力由-708 MPa降低到-483 MPa.仍然起到强化作用的稳定部分残余压应力场与热时效后强化相减少的弱化作用综合影响,使得冷挤压强化+热时效后疲劳寿命(8188周次)较原始状态寿命(7278周次)提高了12.5％.

摘要： 风扇叶片叶根截面处局部区域应力过大会造成低循环疲劳,从而导致风扇叶片在榫根处断裂,CFM56-7B曾因此发生了两次严重的事故。美国西南航空公司的两架737-700客机在2016年和2017年先后发生风扇叶片从根部断裂事故,打坏了两架737-700客机。经过美国联邦航空局(FAA)与美国国家运输安全委员会(NTSB)对两起事故的调查,建议制造商重新设计737-700/-800/-900飞机所用的风扇整流罩。

摘要： 本文针对某涡轴发动机的离心叶轮试验转接段进行试验方案设计,通过有限元分析和试验验证,对比了两种试验方案的结果,可以看出方案二的结构中压块所受应力较低,且疲劳寿命有了明显提升,说明方案二中的结构设计能满足使用需求,本项工作为涡轴发动机部件试验的研制提供了支持,并为今后转接段的设计工作提供了参考.

摘要： :针对某型航空发动机适航取证项目要求,对该发动机自由涡轮盘开展寿命研究.综合考虑自由涡轮盘标准工作循环内温度场和转速载荷,采用线弹性有限元应力分析法对轮盘进行应力分析,据此确定轮缘和盘心为轮盘应力水平及疲劳寿命的关键考核部位;充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素,设计并开展了能够对该自由涡轮盘关键部位进行有效考核的试验载荷系数为1的试验器循环疲劳试验;根据试验结果对轮盘低循环疲劳寿命进行分析.结果表明:该自由涡轮盘的预定安全循环寿命为6500次.

摘要： 某型燃气涡轮转子试验件在进行低循环疲劳试验时,试验件出现损坏.本文采用断口分析、金相组织检测等手段对其失效性质及裂纹萌生原因进行分析.结果表明:后挡板破裂性质为疲劳,裂纹源位于沟槽底部,机加痕迹是形成疲劳源的主要原因.为了提高挡板的疲劳寿命,需要严格控制沟槽底部的加工质量、提高该处的表面粗糙度.

摘要： 根据带通气槽的篦齿封严环的强度计算结果,其薄弱位置与低循环疲劳疲劳试验的失效断面相吻合.裂纹扩展试验表明,存在表面缺陷的篦齿封严环会快速失效.通气槽交界处圆角半径、轴向通气槽深度对最大应力的影响较大.应用Goodman模型进行了失效寿命对比计算,并进行了结构改进试验.试验结果及应用情况证明,篦齿封严环失效问题已得到解决.

摘要： 研究[001]晶体取向的第二代单晶镍基高温合金DD6中温段下的低循环疲劳行为,实验温度为600 °C,650 °C, 700 °C和760 °C,应变比为–1.结果表明:在此温度范围内,合金呈现循环硬化特性;随着温度的升高,[001]晶体取向DD6合金的弹性模量有所降低,合金的应变-寿命关系与温度相关.采用考虑温度影响修正的循环损伤累积(CDA)模型对[001]晶体取向DD6合金在中温段下的低循环疲劳寿命进行统一预测,预测寿命值位于实验结果的±3倍分散带以内.%Low cycle fatigue (LCF) tests were conducted on a single crystal nickel-based superalloy DD6 with crystallographic orientations [001] at different elevated temperatures. The typical temperatures selected are 600 °C, 650 °C, 700 °C and 760 °C, which represent the temperature field of turbine blade root or dovetail. The experimental results indicate that the characteristic of cyclic hardening exists in DD6 superalloy at middle temperature range. The LCF strain range-life curves are temperature-dependent. A modified cyclic damage accumulation (CDA) life prediction model is proposed. In this modified model, an approximate logarithmic linear function is introduced as the additional terms to consider the temperature effect. The prediction results are mainly distributed in scatter band of ±3. The temperature-modified CDA models agree well with the experimental data.

摘要： 针对涡轮盘的低循环疲劳破坏模式,结合低循环疲劳寿命分析方法及ANSYS概率设计平台开展涡轮盘低循环疲劳寿命的设计参数敏感性分析.以材料力学参数、涡轮盘载荷作为随机因素,采用蒙特卡洛分析方法开展涡轮盘低循环疲劳寿命敏感性分析.结果表明材料的疲劳延性指数以及涡轮盘转速的分散性对涡轮盘低循环疲劳寿命的影响较大,在涡轮盘设计、制造及服役过程中应当予以关注,减小寿命分散度,保证涡轮盘的结构安全.

摘要： 针对DD6镍基单晶高温合金材料开展了不同温度(760°C和980°C)、不同晶体取向([001]，[011]，[111])和不同保载形式(拉伸保载，压缩保载和拉压保载)下的低循环疲劳(LCF)试验。基于方向因子修正法和临界平面法进行各向异性LCF寿命预测。此外，将方向因子和临界平面的概念引入循环损伤累计法(CDA)，并运用于不同保载形式影响的LCF寿命预测。结果表明：DD6的LCF行为具有强的温度相关性和明显的各向异性；而保载时间的引入会导致LCF寿命的降低，且不同温度下各保载形式对LCF寿命的影响程度不一样。方向因子修正法能较好的预测长寿命区域的LCF寿命；对于临界平面方法，剪应力范围、能量参数、CCB和Findley等参数的寿命拟合相关系数分别为：0.72702、0.75755、0.75607和0.73935；最后,运用能考虑方向和保载影响的CDA方法其寿命分散带为三倍以内。

摘要： 结合某型涡轴发动机I级整体式涡轮盘低循环疲劳寿命研究的工程实践，阐述了对涡轮盘低循环疲劳寿命研究的一般过程和方法。采用有限元方法对涡轮盘进行了热弹应力分析，得到了盘体当量应力分布情况，找出了盘体最危险部位。采用疲劳等效原理和迈纳准则分析了涡轮盘的理论寿命，提出了涡轮盘低循环疲劳寿命试验加载程序和方法，在高速立式超转及疲劳试验器上进行了试验，验证了计算出的涡轮盘批准循环寿命，对开展同类型的涡轮盘疲劳寿命研究具有借鉴作用。

摘要： 研究了一种定向凝固镍基高温合金的高温低循环疲劳行为。结合对合金微观变形结构的观察,分析了温度、应变保持时间对合金低循环疲劳性能的影响。结果表明,温度对合金的变形有着明显影响,在760°C以下温度合金呈现循环硬化,而在850°C和980°C温度下则表现为循环软化,这是由于合金在不同温度范围内,具有不同的微观变形机制。在应变峰值、应变谷值以及在应变峰值和谷值分别引入保持时间后,合金的高温低循环疲劳寿命均有一定程度的降低。利用临界面法的GLK模型、CCB模型和SWT模型进行合金的高温低循环疲劳寿命预测,可以获得约两倍分散带的预测结果。

摘要： 涡轮盘工作循环中轮缘温度高于轮心温度,这种径向温差引起的热应力导致轮盘循环应力增大,更易于发生低循环疲劳失效.以等厚空心盘为例首先计算了在一定径向温差情况下轮盘中心孔的疲劳寿命;更进一步选取径向温差、轮盘转速、材料密度和疲劳性能参数为随机变量,采用Monte-Carlo 方法进行了轮盘中心孔疲劳寿命的可靠性分析和灵敏度分析,计算得到了轮盘中心孔低循环疲劳寿命的分布,灵敏度分析显示径向温差对于疲劳寿命的影响非常显著.本文分析方法和结论对于真实涡轮盘低循环疲劳可靠性分析具有很好的参考价值.

摘要： 研究了定向凝固合金DZ125在控制应变条件下的低循环疲劳行为.分析了温度、取样方向、保持时间对合金低循环疲劳寿命的影响.结果表明,取样方向和保持时间对DZ125合金低循环疲劳寿命的影响和温度因素是耦合在一起的.同一取样方向在不同温度下的疲劳寿命规律不同;同一温度下不同取样方向的疲劳寿命规律也不同.温度、载荷条件和材料的各向异性性质耦合在一起,使得定向合金疲劳寿命研究复杂化.基于循环损伤累积思想,引入一个能够描述晶体各向异性的函数,建立了一种能够考虑取样方向、应力/应变水平、保持时间效应的寿命模型,综合地预测了DZ125合金的高温低循环疲劳寿命,精度在2倍分散带内,满足工程设计要求.

摘要： 本文以某型涡轮盘的低循环疲劳试验为实例，对试验参数的设计和控制进行了具体分析，试验结果证明本次试验参数的设计是合理的，试验参数的控制是有效的。本文的分析方法和结论对于开展涡轮盘低循环疲劳可靠性研究具有很好的参考价值。

摘要： 本文在现有疲劳试验数据的基础上，建立了涡轮盘材料GH4133的循环应力－应变概率模型，并提 出了涡轮盘低循环疲劳可靠性设计方法。以有限元分析软件ANSYS为平台，首先利用APDL（ANSYS Parameter Design Language）语言进行涡轮盘三维参数化建模；然后，由灵敏度分析确定涡轮盘结构概率分 析中的主要影响参数；最终，通过涡轮盘结构低循环疲劳可靠性分析和关键结构几何参数的反复修改以满 足涡轮盘的疲劳可靠性设计指标。该方法能够为发动机其他关键结构的疲劳可靠性设计分析提供参考。

摘要： 设计了TC11材料电子束焊接接头圆棒试样,提出了先拼焊叶环扇块、再对焊叶环与轮盘的整体叶盘结构验证件技术方案,设计和加工了电子束焊接整体叶盘结构验证件.进行了TC11材料电子束焊接试样和母材试样力学性能对比试验,并完成了电子束焊接整体叶盘结构件的应变测量和低循环疲劳试验研究.

摘要： 在研究了部件低循环疲劳寿命影响因素的基础上,发展了新的一种结合模拟件实验来评价部件寿命可靠性的方法.依照该方法,以发动机压气机轮盘榫槽为对象,根据其应力分布情况,完成了相关模拟件设计.之后通过编制的APDL优化程序,对模拟件关键尺寸进行了精确分析,与试验结果初步的对比表明该方法达到了预期设想,为实际零部件的寿命可靠性评价提供了一种新的途径.

摘要： 一种用于优化循环及可选的高循环疲劳试验台(200)的方法，上述试验台用于模拟涡轮发动机部件的支撑部，其特征在于，所述方法包括以下步骤：确定上述台的支撑构件(126)和/或试件(110)的可变的几何参数，以及确定这些参数的变化范围；确定至少一个待实现的目标，上述的参数中的至少一部分的值的变化对该目标有影响；在上述的参数各自的范围内对上述参数的值中的一个或多个进行修改，并确定那些能够实现目标的值，并基于优化的参数制造或改造支撑构件和/或试件。

摘要： 一种用于优化循环及可选的高循环疲劳试验台(200)的方法，上述试验台用于模拟涡轮发动机部件的支撑部，其特征在于，所述方法包括以下步骤：确定上述台的支撑构件(126)和/或试件(110)的可变的几何参数，以及确定这些参数的变化范围；确定至少一个待实现的目标，上述的参数中的至少一部分的值的变化对该目标有影响；在上述的参数各自的范围内对上述参数的值中的一个或多个进行修改，并确定那些能够实现目标的值，并基于优化的参数制造或改造支撑构件和/或试件。

摘要： 本实用新型公开的属于涡轮增压器技术领域，具体为一种涡轮增压器自循环低周疲劳试验装置，其包括：试验机箱、隔音罩、加热杆、制冷机和温度控制器，所述试验机箱顶部设置有试验台，所述试验机箱顶部设置隔音罩，所述隔音罩内壁设置有隔音板，所述隔音罩顶部设置有冷气槽，所述隔音罩内腔左右两侧均设置加热杆，所述隔音罩顶部设置制冷机，所述隔音罩侧边设置温度控制器，所述温度控制器分别与加热杆和制冷机电性连接，通过隔音罩和隔音板对涡轮增压器试验进行隔音，避免涡轮增压器实验过程产生噪音影响周边环境，通过温度控制器控制加热杆与制冷机工作，改变隔音罩内部试验环境温度，判断涡轮增压器在不同温度下的实验结果。

摘要： 本发明公开了一种基于奈奎斯特图的涡轮盘低循环疲劳裂纹在线检测方法，在涡轮盘低循环疲劳试验中在线获取轮盘轴径向位移振动信号以及键相脉冲信号；使用角域同步平均对轮盘轴径向位移振动信号进行预处理，去除信号中包含的白噪声；采用整周期离散傅里叶变换从去噪后的信号中提取不同转速下裂纹指标的实部和虚部，利用加载过程和卸载过程的裂纹指标实部和虚部绘出裂纹指示奈奎斯特图；进而通过裂纹指示奈奎斯特图中加载曲线与卸载曲线有无交叉判断涡轮盘是否出现裂纹。本发明可以在涡轮盘低循环疲劳试验过程中实现轮盘裂纹在线检测，提高试验安全性，同时不需要在低循环疲劳试验过程中停机拆装检查，能够缩短试验周期，降低试验费用。

摘要： 本发明公开了一种涡轮工作叶片低循环疲劳试验用模拟盘，涉及燃气涡轮发动机技术领域，包括盘体，盘体的轮缘上沿着周向均匀开设2‑8个榫槽，盘体上沿周向每两个榫槽中间位置开设一个U形槽，U形槽剖面轮廓由圆弧C1、直线L1和直线L2组成。直线L1与直线L2沿圆弧C1的中间径向分段线对称，且直线L1和直线L2的延长线相交于盘体中心，U形槽可降低轮盘的离心载荷，降低轮心周向应力，又可保留足够的榫槽抗弯刚度，减小榫槽弯曲应力，能够显著降低轮盘榫槽等危险部位的应力水平，有效提升轮盘的抗疲劳性能，从而规避因轮盘提前失效导致试验失败的风险。

摘要： 本申请属于发动机强度设计领域，为一种风扇盘榫槽低循环疲劳寿命模拟件，包括模拟盘、上配重块和下配重块；模拟盘的横截面为矩形结构，模拟盘的上下两侧均开设有榫槽，上配重块与模拟盘上部的榫槽相配合，下配重块与模拟盘下部的榫槽相配合；上配重块和下配重块均有多个并沿着模拟盘的长度方向均匀间隔设置；在进行试验的过程中，不需要使用风扇盘、增压级鼓筒等大质量设备和专门的试验设备，即可直接完成疲劳寿命试验，大幅降低了试验件材料成本；由于对上配重块和下配重块施加的是拉伸载荷，在结构特征相同的前提下，使用较低载荷即可达到与工作状态相同的应力水平，缩短试验周期，大幅降低了燃料动力及人工费用。

摘要： 本申请属于航空发动机疲劳试验领域，为一种航空发动机转子低循环疲劳试验的配重块设计方法，通过在配重块上喷涂高温耐磨涂层的方法来减少微动疲劳试验风险；具体为通过先检查配重块和尺寸和重量矩满足设计要求，在满足要求后，即可对加工出的配重块工作面上喷涂高温耐磨涂层，通过对工作面上的配重块进行投影检查，以保证在喷涂高温耐磨涂层后，配重块榫头仍满足设计要求；而后通过每进行一连续试验周期后，对配重块进行分解检查，以保证配重块的工作面不发生黏着，在发生黏着时，进行工作面修复，这样可以保证高温耐磨涂层能够有效地降低发动机/燃气轮机轮盘低循环疲劳试验过程中配重块发生微动疲劳失效的风险。

摘要： 本申请提供了一种多级低压涡轮转子低循环疲劳寿命试验方案设计方法，包括：开展多级低压涡轮转子低循环疲劳寿命分析，确定所述多级低压涡轮转子中的低寿命盘级；在所述多级低压涡轮转子低循环寿命分析的基础上，确定所述低寿命盘级的考核部位；确定所述低寿命盘级的试验参数，所述试验参数包括试验转速、试验件连接方式和试验温度；对所述多级低压涡轮转子进行试验有效性分析，计算考核部位的试验器系数，如果试验器系数满足要求，则试验方案通过；如果若试验器系数不满足要求，则需要修改试验参数重新制定试验方案：根据方案通过下的试验转速、试验温度和试验件连接方式计算在试验状态下需要进行的低循环疲劳循环数，即完成试验方案设计。

摘要： 本发明公开了一种机匣低循环疲劳试验装置以及方法，涉及航空发动机领域，用于优化机匣的低循环疲劳试验。该机匣低循环疲劳试验装置包括固定夹具、机匣、加热单元、第一气流引入流道以及第二气流引入流道。固定夹具用于提供支撑；机匣与固定夹具固定连接；机匣设置有流体入口和流体出口；加热单元围绕在机匣的外侧；加热单元包括多个加热件，至少存在两个加热件是独立的；第一气流引入流道与机匣的流体入口连通。第二气流引入流道与机匣的流体入口连通，且与第一气流引入流道是独立的。上述技术方案，优化了机匣低循环疲劳试验。

摘要： 本发明航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，以基于拉伸应变能的低循环疲劳寿命预测模型为理论支撑，使模拟件与真实结构危险点附近的拉伸应变能分布一致，既考虑了应力的分布，又考虑了应变的分布，适用于航空发动机结构件应力梯度大的特点，结合一定的模拟件取样、加工原则，能够较好的模拟航空发动机结构件的低循环疲劳寿命，并保持与实际结构寿命分散性的一致。采用本发明设计的模拟件已经在多个实际应用中得到验证，模拟件和实际构件寿命一致性较好。