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基于耦合损伤的镍基单晶高温合金DD6同相热机械疲劳寿命预测

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稀有金属材料与工程 2019年第12期48卷 3889-3894页

作者：张斌王荣桥胡殿印蒋康河毛建兴荆甫雷北京航空航天大学北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中国航发湖南动力机械研究所湖南株洲412000 中国航空发动机研究院北京101304

在应力控制的同相热机械疲劳试验基础上,研究了DD6高温合金同相热机械疲劳损伤机理。基于连续介质损伤力学,建立了反映蠕变损伤和疲劳损伤耦合作用的寿命预测模型,并利用纯蠕变、疲劳的试验数据获取了模型中的损伤参数。开展了带保载时... 详细信息

在应力控制的同相热机械疲劳试验基础上,研究了DD6高温合金同相热机械疲劳损伤机理。基于连续介质损伤力学,建立了反映蠕变损伤和疲劳损伤耦合作用的寿命预测模型,并利用纯蠕变、疲劳的试验数据获取了模型中的损伤参数。开展了带保载时间的DD6高温合金同相热机械疲劳试验,试验寿命在基于耦合损伤的预测寿命的2.3倍分散带内,这表明本研究建立的基于耦合损伤的寿命预测模型能够较为准确地预测DD6高温合金同相热机械疲劳寿命,可以为工程应用中DD6高温合金结构的寿命预测提供基础。

关键词：耦合损伤镍基单晶高温合金同相热机械疲劳寿命预测

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Ni_3Al基单晶高温合金蠕变本构模型

航空动力学报 2018年第3期33卷 657-662页

作者：王荣桥张斌胡殿印北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191

结合Ni_3Al基单晶高温合金蠕变行为的细观机理,在晶体滑移理论的基础上,建立了描述Ni_3Al基单晶高温合金蠕变行为的本构模型,并通过ANSYS提供的UPFs二次开发平台对所建立的本构模型进行了有限元实现。利用蠕变试验数据,结合遗传算法获... 详细信息

结合Ni_3Al基单晶高温合金蠕变行为的细观机理,在晶体滑移理论的基础上,建立了描述Ni_3Al基单晶高温合金蠕变行为的本构模型,并通过ANSYS提供的UPFs二次开发平台对所建立的本构模型进行了有限元实现。利用蠕变试验数据,结合遗传算法获取了两种Ni_3Al基材料的蠕变本构模型参数。利用所建立的蠕变本构模型对两种Ni_3Al基材料的高温拉伸试件进行了有限元模拟,与试验结果吻合良好。这表明在晶体滑移理论基础上建立的本构模型是合理的,并且能够较好地描述Ni_3Al基单晶高温合金三个阶段的蠕变行为,具有一定的应用价值。

关键词： Ni3Al基单晶蠕变本构模型晶体滑移理论 ANSYS二次开发

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航空发动机静承压件适航符合性验证方法

航空动力学报 2016年第12期31卷 2957-2964页

作者：王涛胡殿印王荣桥北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191

对《航空发动机适航规定》(CCAR33-R2)新增条款CCAR33.64(静承压件)进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空... 详细信息

对《航空发动机适航规定》(CCAR33-R2)新增条款CCAR33.64(静承压件)进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据.

关键词：适航符合性验证方法航空发动机机匣静承压件

Investigation on experimental load spectrum for high and low cycle combined fatigue test

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Propulsion and Power Research 2013年第4期2卷 235-242页

作者： Rongqiao Wang Jiaming Wei Dianyin Hu Xiuli Shen Jiang Fan School of Energy and Power Engineering Beihang UniversityBeijing 100191China

As the outfield load spectrum is so complicated that it cannot be used directly for test study in *** paper presents a method to determine load spectrum for high and low cycle combined fatigue of turbine mortise at elevated temperature through experimental and numerical *** of all,the low cycle load spectrum with duration time is determined through cumulative damage *** rain flow counting method is applied to obtain main cycles and sub cycles,and then the stress cycle is converted into pulsation cycle(stress ratio=0)based on the S-N curve and the Goodman curve;Secondly,three groups of different amplitudes tests are established to determine the high cycle ***,another three groups of the high-low combined cycle fatigue(HLCCF)tests for turbine mortise of a certain type engine are carried *** results show that the macro and micro failure modes are identical with outfield's,which verifies the accuracy of the conversion method.

关键词： High-low combined cycle fatigue Load spectrum Turbine mortise Rain flow counting method Fracture analysis

GH2036高温合金平板裂纹闭合效应及裂纹扩展模型

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稀有金属材料与工程 2017年第11期46卷 3405-3409页

作者：胡殿印杨乾刘华伟王荣桥北京航空航天大学北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 中国空间技术研究院总体部北京100094

为探明GH2036高温合金的低循环疲劳裂纹扩展机理,对GH2036高温合金平板在550℃、不同应力比下的低循环疲劳裂纹扩展特性进行了试验研究,采用数字图像相关(DIC)方法确定了GH2036高温合金的张开应力强度因子。结果表明,温度550℃、应力比... 详细信息

为探明GH2036高温合金的低循环疲劳裂纹扩展机理,对GH2036高温合金平板在550℃、不同应力比下的低循环疲劳裂纹扩展特性进行了试验研究,采用数字图像相关(DIC)方法确定了GH2036高温合金的张开应力强度因子。结果表明,温度550℃、应力比大于0.7时GH2036高温合金无裂纹闭合现象,在此基础上建立了以残余裂尖张开位移、应力比为参量的GH2036高温合金裂纹闭合模型。而后,断口的SEM分析表明:随着应力比的增加,裂纹扩展区由穿晶断裂向沿晶断裂转化。最后,基于GH2036高温合金的裂纹闭合模型,建立了GH2036高温合金平板的低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法,与试验数据吻合良好,验证了方法的准确性。

关键词： GH2036高温合金裂纹闭合残余裂尖张开位移断口分析裂纹扩展寿命预测

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一种基于模态实验的结合面接触刚度计算方法

航空动力学报 2015年第1期30卷 76-81页

作者：胡殿印司武林魏佳明王荣桥北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

在赫兹接触与Greenwood-Williamson(G-W)模型的基础上,推导带系数的接触刚度公式,提出了一种基于模态实验的结合面接触刚度计算方法.通过数值仿真分析获得1阶固有频率与接触刚度系数的关系曲线,结合1阶固有频率的实验结果确定接触刚度系... 详细信息

在赫兹接触与Greenwood-Williamson(G-W)模型的基础上,推导带系数的接触刚度公式,提出了一种基于模态实验的结合面接触刚度计算方法.通过数值仿真分析获得1阶固有频率与接触刚度系数的关系曲线,结合1阶固有频率的实验结果确定接触刚度系数,进而确定接触刚度公式.应用所得公式仿真计算不同几何模型、不同离心力下系统的1阶固有频率以及激振力作用下系统的振动响应,并与实验数据对比,1阶固有频率的最大误差为1.73%,振动响应的最大误差为9.5%,结果吻合,验证了计算方法的准确性;同时研究了结合面干摩擦阻尼对系统的减振效果,结果显示在1阶固有频率附近,干摩擦阻尼具有明显的减振效果.

关键词：接触刚度干摩擦阻尼粗糙结合面 G-W模型模态实验

GH720Li镍基高温合金蠕变-疲劳试验研究

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稀有金属材料与工程 2018年第7期47卷 2185-2191页

作者：胡殿印马琦航高晔王荣桥北京航空航天大学北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191

对先进航空发动机涡轮盘的典型材料镍基高温合金GH720Li的蠕变-疲劳特性进行了试验研究。通过对真实涡轮盘上取样的圆棒试验件,开展了650℃不同保持时间下的GH720Li合金蠕变-疲劳试验。结果表明,650℃下保持时间对GH720Li合金的蠕变-疲... 详细信息

对先进航空发动机涡轮盘的典型材料镍基高温合金GH720Li的蠕变-疲劳特性进行了试验研究。通过对真实涡轮盘上取样的圆棒试验件,开展了650℃不同保持时间下的GH720Li合金蠕变-疲劳试验。结果表明,650℃下保持时间对GH720Li合金的蠕变-疲劳特性影响较大,即,在较长的保持时间(>30 min)下,蠕变损伤占主导地位,降低了材料的蠕变-疲劳寿命。SEM断口分析表明:随着保持时间的增加,裂纹形成区由穿晶和沿晶混合断裂向沿晶断裂转化;裂纹扩展区由穿晶断裂向穿晶、沿晶的混合模式转化。最后,基于GH720Li合金的蠕变-疲劳试验数据,分别选取载荷谱转换法和机械功密度法进行GH720Li合金的蠕变-疲劳寿命预测,并研究了2种模型的工程适用性。

关键词： GH720Li 蠕变-疲劳保持时间断口分析寿命模型

晶粒尺寸对GH720Li镍基合金蠕变-疲劳寿命的影响

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稀有金属材料与工程 2018年第8期47卷 2386-2391页

作者：胡殿印高晔马琦航商莉红王荣桥北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191 航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100191 McGill University Montreal QC H3A0C5Canada

为探明晶粒尺寸对涡轮盘材料—GH720Li镍基高温合金的蠕变-疲劳寿命的影响机理,开展了650℃下不同晶粒尺寸的GH720Li高温合金圆棒蠕变-疲劳试验研究。GH720Li高温合金的蠕变-疲劳寿命随着晶粒尺寸的减小而降低。而后,通过断口的SEM分析... 详细信息

为探明晶粒尺寸对涡轮盘材料—GH720Li镍基高温合金的蠕变-疲劳寿命的影响机理,开展了650℃下不同晶粒尺寸的GH720Li高温合金圆棒蠕变-疲劳试验研究。GH720Li高温合金的蠕变-疲劳寿命随着晶粒尺寸的减小而降低。而后,通过断口的SEM分析研究晶粒尺寸对GH720Li高温合金的蠕变-疲劳损伤影响机制。其失效机制主要为晶界的氧化起裂,而晶界长度随晶粒尺寸变小而增加。最后,对基于迟滞能量的损伤方程和机械功密度2种方法进行了修正,GH720Li合金的蠕变-疲劳寿命预测与试验结果吻合较好,验证了方法的准确性。

关键词： GH720Li高温合金蠕变-疲劳晶粒尺寸断口分析寿命预测

基于贝叶斯理论的低循环疲劳寿命模型不确定性量化

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航空学报 2017年第9期38卷 244-253页

作者：王荣桥刘飞胡殿印李达北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083 先进航空发动机协同创新中心北京100083 航空发动机结构强度北京市重点实验室北京100083

为量化低循环疲劳寿命模型中的不确定性因素,利用贝叶斯理论,采用经典的模型校准形式确立了寿命模型的不确定性量化形式,并结合正态性检验对误差项进行验证;应用马尔可夫链-蒙特卡罗(MCMC)算法获得了模型参数后验分布的抽样样本,在小子... 详细信息

为量化低循环疲劳寿命模型中的不确定性因素,利用贝叶斯理论,采用经典的模型校准形式确立了寿命模型的不确定性量化形式,并结合正态性检验对误差项进行验证;应用马尔可夫链-蒙特卡罗(MCMC)算法获得了模型参数后验分布的抽样样本,在小子样试验数据条件下确定了低循环疲劳寿命的95%不确定性区间,较好地覆盖了寿命的分散性;对参数样本进行了相关性分析,并将异方差回归概率模型与贝叶斯概率模型进行了比较。最后,利用Morris全局灵敏度分析方法获得了Manson-Coffin模型参数的全局灵敏度指标;同时,验证了在模型参数对先验信息敏感,或者说在先验信息影响极大的情况下,采用无信息先验处理方法的合理性。

关键词：贝叶斯理论不确定性量化低循环疲劳概率模型全局灵敏度