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不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响

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航空动力学报 2015年第9期30卷 2226-2233页

作者：包珍强胡绪腾宋迎东南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京210016

基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸... 详细信息

基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸与HCF强度的关系.结果表明:不同冲击角度下的损伤对HCF强度的影响程度不同.冲击损伤在试件边缘时,30°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大;冲击损伤在试件表面时,60°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大.试件边缘产生的缺口使HCF强度的下降幅度一般大于试件表面产生弹坑的影响.但在60°冲击时,冲击缺口损伤的影响要小于冲击弹坑损伤的影响.冲击损伤宏观几何尺寸一定程度上可以表征损伤试件HCF强度下降的严重程度.

关键词： TC4钛合金高循环疲劳高速弹道冲击外物损伤冲击角度

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空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证

航空动力学报 2017年第6期32卷 1359-1365页

作者：李迪陈云永廖连芳中国航空发动机集团有限公司商用航空发动机有限责任公司设计研发中心上海201108

基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征,设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件,完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计,并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完... 详细信息

基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征,设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件,完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计,并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时,该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×10~7次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间,满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少,仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据,后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量,以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线,为工程研制奠定基础并积累数据.

关键词：空心风扇叶片高循环疲劳圆弧形燕尾榫头试验设计验证

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高循环疲劳的断裂力学研究

材料工程 1982年第S1期 65-76页

作者： A.F.Blom 陈英瑞典航空研究院研究工程师

本文对利用疲劳门坎应力强度因子△K;作为设计准则的概念进行了讨论。这一概念对承受多次载荷循环的构件特别重要。在此对通过有限元的方法确定应力强度因子K进行了论述。最后讨论了△K;的试验测定,并探讨了各种参数对△k;的影响。

关键词：应力强度因子高循环疲劳概念应力场裂纹尖端力学因子思维形式裂纹力学断裂力学裂纹长度

外物损伤对风扇叶片高循环疲劳强度的影响及预测

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外物损伤对风扇叶片高循环疲劳强度的影响及预测

作者：朱自佳南京航空航天大学

学位级别：硕士

外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机在使用过程中由于吸入硬物小颗粒而导致风扇/压气机叶片被冲击形成凹坑、缺口等的一种常见机械损伤。FOD损伤极易导致在工作过程状态下承受着高频振动载荷的风扇/压气机叶片提前发生高... 详细信息

外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机在使用过程中由于吸入硬物小颗粒而导致风扇/压气机叶片被冲击形成凹坑、缺口等的一种常见机械损伤。FOD损伤极易导致在工作过程状态下承受着高频振动载荷的风扇/压气机叶片提前发生高循环疲劳(High Cycle Fatigue,HCF)断裂失效,严重影响飞机的安全使用性。采用实验室模拟的方法对风扇叶片FOD进行损伤特征研究,进而研究FOD损伤对风扇叶片的HCF强度影响规律及预测,对提高风扇叶片FOD损伤容限能力具有重要指导意义。本文针对以上问题,选用了风扇叶片常用TC4钛合金,设计和加工了具有风扇叶片几何特征的平板试样和前缘试样,较为系统的研究了FOD损伤特征及FOD损伤相关各种因素对损伤叶片的HCF强度的影响规律。主要工作和结论如下:(1)对FOD损伤使航空发动机风扇叶片HCF强度降低的问题进行了国内外研究情况调研和综述。介绍了FOD损伤实验室模拟方法和数值模拟方法,以及FOD损伤对风扇/压气机叶片的HCF强度影响研究方法。结果表明:压缩空气炮法是最接近外场实际发生FOD损伤的模拟办法,国内在FOD损伤试验研究较少,特别是FOD损伤对风扇叶片的HCF强度影响研究。(2)采用压缩空气炮台发射3mm钢球在300m/s速度以不同冲击角度冲击平板试样和前缘试样来对FOD进行实验室模拟,并对FOD损伤进行了损伤特征研究。结果表明:冲击凹坑损伤的应力集中系数小于冲击缺口损伤的应力集中系数;冲击凹坑损伤周围的残余应力数值比冲击缺口周围残余应力数值大;FOD损伤周围由于高速冲击产生了绝热剪切损伤。(3)对TC4钛合金光滑试样、加工缺口试样及FOD损伤试样采用逐步加载的方法进行了HCF强度测试,并对部分FOD损伤试样进行了真空去应力退火,然后再采用相同的逐步加载测试方法测试了HCF强度,通过传统的疲劳缺口公式(Peterson)对FOD损伤试样的疲劳缺口系数进行了预测,采用电子扫描显微镜对FOD损伤试样疲劳断口进行了分析。结果表明:本文中所选用的TC4钛合金HCF强度值与航空材料手册中所给值差别较大,加工缺口试样疲劳缺口系数随着应力比增大而降低;FOD损伤导致试样的HCF强度下降非常明显,冲击缺口HCF强度下降程度大于冲击凹坑HCF强度,冲击凹坑损伤的危险角度为60°,冲击凹坑损伤的危险角度为75°,冲击凹坑损伤HCF强度下降最大为57%,冲击缺口损伤HCF强度下降最大为73%;冲击速度改变对模拟冲击缺口FOD损伤影响较小,随着冲击速度增加冲击缺口FOD损伤HCF强度下降程度略有增加;残余应力对于冲击凹坑FOD损伤影响比对冲击缺口FOD损伤大,去除残余应力后的冲击凹坑损伤的试样HCF强度增加而冲击缺口损伤的试样HCF强度下降;加载应力比R增加,FOD损伤试样的HCF强度下降程度略有减小;采用Peterson疲劳缺口公式预测FOD损伤试样的疲劳缺口系数误差较大;FOD损伤试样疲劳裂纹的萌生区在冲击损伤的表面或者亚表面,冲击形成的微裂纹、空洞将有利于裂纹的萌生以及扩展。

关键词：航空发动机风扇叶片外物损伤高循环疲劳 TC4钛合金钢球冲击疲劳缺口系数

凹坑型外物损伤对TC4高循环疲劳性能的影响及预测方法研究

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凹坑型外物损伤对TC4高循环疲劳性能的影响及预测方法研究

作者：窦英睿南京航空航天大学

学位级别：硕士

外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机使用中风扇/压气机叶片的一种常见故障或问题,可能导致叶片发生疲劳断裂,因此需要针对FOD制定较为完善的叶片设计标准和维修规范。本文针对FOD损伤中一类常见的凹坑型FOD损伤,研究了其... 详细信息

外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机使用中风扇/压气机叶片的一种常见故障或问题,可能导致叶片发生疲劳断裂,因此需要针对FOD制定较为完善的叶片设计标准和维修规范。本文针对FOD损伤中一类常见的凹坑型FOD损伤,研究了其对TC4钛合金叶片高循环疲劳(High Cycle Fatigue,HCF)性能的影响规律,发展了凹坑型损伤叶片的HCF强度预测方法,主要研究工作和结论如下:(1)分析了试验模拟凹坑型损伤的宏观特征,建立了损伤的简化几何模型,分析了宏观特征及应力集中系数对TC4钛合金试验件HCF强度的影响程度,并观察了凹坑型损伤试验件疲劳断口的微观特征。研究结果表明:实验室模拟凹坑型损伤的宏观几何尺寸及应力集中系数无法准确衡量损伤对TC4钛合金叶片HCF性能的影响程度。(2)基于Bammann模型对凹坑型FOD损伤的形成过程进行了有限元数值模拟,对数值模拟获得的凹坑损伤宏观几何特征与几何尺寸与实验室模拟结果进行了对比,对不同冲击条件下凹坑型损伤周围的残余应力分布进行了分析。结果表明:Bammann模型能够较为准确地模拟凹坑型损伤的宏观几何特征,不同冲击条件下凹坑型损伤周围的残余应力分布存在较大差异。(3)基于临界距离理论预测了模拟凹坑型损伤叶片的HCF强度,并结合残余应力数值模拟结果获得了考虑残余应力影响的损伤试件HCF强度预测结果,并与传统疲劳强度经验公式的预测结果进行了对比。研究结果表明:相对于传统经验公式,临界距离理论能够更为精确的预测凹坑型损伤叶片的HCF强度。在HCF强度预测中考虑冲击残余应力的影响,能够进一步改进预测结果。

关键词：外物损伤凹坑 TC4钛合金高循环疲劳临界距离理论残余应力数值模拟

缺口对TC4高循环疲劳强度的影响及预测方法研究

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缺口对TC4高循环疲劳强度的影响及预测方法研究

作者：包珍强南京航空航天大学

学位级别：硕士

叶片外物损伤（Foreign Object Damage,FOD）是航空发动机使用中的常见问题,容易引发叶片的高循环疲劳（High Cycle Fatigue,HCF）断裂失效,影响航空发动机使用的安全性、经济性和战备完好性。缺口是叶片FOD的主要表现形式之一,研究不... 详细信息

叶片外物损伤（Foreign Object Damage,FOD）是航空发动机使用中的常见问题,容易引发叶片的高循环疲劳（High Cycle Fatigue,HCF）断裂失效,影响航空发动机使用的安全性、经济性和战备完好性。缺口是叶片FOD的主要表现形式之一,研究不同几何特征的加工缺口对叶片材料HCF强度的影响规律和发展准确的缺口疲劳强度预测方法,对深入认识FOD对叶片材料HCF强度的影响规律和发展设计预测方法具有重要的指导作用。本文针对上述问题,选择风扇/压气机叶片常用材料TC4钛合金,较为系统地研究和分析了缺口宏观几何特征和应力集中对TC4缺口HCF强度的影响特点和规律,对TC4缺口HCF强度预测方法进行了研究、分析和评估。主要工作和结论如下:（1）对加工缺口和FOD的关系及缺口HCF试验和疲劳强度预测方法方面的国内外研究现状进行了回顾和综述。结果表明:FOD一定程度上可以等效为具有某一应力集中系数的缺口;国内外研究中缺口几何与HCF强度之间的关系仍缺乏系统的研究;缺口的HCF强度预测方法有待进一步的研究。（2）开展了TC4钛合金的单拉试验、光滑试样和具有不同几何尺寸缺口试样的HCF试验研究。对HCF失效断裂的试样进行了断口分析,结果表明:HCF强度均随着缺口底部半径的增加而增大,且基本呈线性的规律;缺口深度对HCF强度的影响存在一个临界值,缺口深度在临界值左右时与HCF强度的相关性大小不同;缺口张角在0°0°之间变化时对TC4缺口HCF强度几乎没有影响,当缺口张角超过90°时,缺口疲劳强度随着张角增加逐渐增大。在一定的缺口几何区间内,单纯用tK描述HCF强度的严重程度是不合理的;不同几何条件下的HCF失效断口表面的疲劳萌生源的位置以及扩展的激烈程度都有所差异。（3）基于传统疲劳缺口系数经验公式、临界距离理论和最弱环理论对缺口的HCF强度进行了预测、修正并与试验结果进行了对比,结果表明:传统疲劳缺口系数经验公式对多数TC4缺口HCF强度具有较好的预测结果,Neuber公式的预测结果好于Peterson公式。临界距离并不只是材料的基本参数,而是一个和缺口几何相关的量;基于缺口根部半径修正之后的临界距离能够很好的预测缺口的HCF强度,预测结果均在试验结果的±10%误差带内,且大多数预测结果在5%误差带内。最弱环理论可直接根据光滑试样疲劳数据预测缺口的疲劳强度,使用较为方便。该方法对本文TC4缺口HCF强度的预测结果均在试验结果的±20%误差带内,且大多数预测结果在10%误差带内。

关键词：外物损伤缺口高循环疲劳 TC4钛合金临界距离最弱环理论

外物损伤对风扇/压气机叶片高循环疲劳性能影响的研究

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航空发动机 2012年第3期38卷 18-23页

作者：胡绪腾宋迎东南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

对外物损伤(FOD)对航空发动机风扇/压气机叶片高循环疲劳(HCF)性能影响的国内外研究进行了综述和分析,介绍了美、英等国通过实施涡轮发动机HCF研究计划在FOD对叶片HCF性能的影响研究方面所取得的进展和成果,总结了中国近年来对FOD问题... 详细信息

对外物损伤(FOD)对航空发动机风扇/压气机叶片高循环疲劳(HCF)性能影响的国内外研究进行了综述和分析,介绍了美、英等国通过实施涡轮发动机HCF研究计划在FOD对叶片HCF性能的影响研究方面所取得的进展和成果,总结了中国近年来对FOD问题的研究内容,指出了中国该项技术研究的不足和差距,并对需要进一步深入研究的关键技术问题提出了建议。

关键词：风扇/压气机叶片外物损伤高循环疲劳航空发动机

TiB_2增强铝基复合材料低压压气机静子叶片高循环疲劳试验研究

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航空制造技术 2018年第16期61卷 85-90,95页

作者：周超羡李迪廖连芳陈云永中国航发商用航空发动机有限责任公司上海200241

根据某型航空发动机减重设计需求,考虑到TiB_2颗粒增强铝基复合材料轻质、高强的特点及某型航空发动机低压压气机静子叶片结构特征,开展了基于颗粒增强铝基复合材料的低压压气机静子叶片试验件的高周疲劳性能试验工作。试验结果表明:叶... 详细信息

根据某型航空发动机减重设计需求,考虑到TiB_2颗粒增强铝基复合材料轻质、高强的特点及某型航空发动机低压压气机静子叶片结构特征,开展了基于颗粒增强铝基复合材料的低压压气机静子叶片试验件的高周疲劳性能试验工作。试验结果表明:叶片试验件在3×10~7次循环下的高循环疲劳强度为246.30MPa,基本能够满足某型航空发动机静子叶片类零件的高循环疲劳设计要求。

关键词： TiB2 颗粒增强铝基复合材料叶片高循环疲劳

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空心风扇叶片高循环疲劳异常失效分析

航空制造技术 2017年第12期60卷 84-88,93页

作者：王家广李迪陈云永刘晓锋廖连芳中国航发商用航空发动机有限责任公司设计研发中心上海200241

针对某空心风扇叶片试验件在高循环疲劳试验中出现的异常失效现象,完成了振动仿真分析和断口分析。仿真分析结果表明失效区域非应力集中部位,断口分析结果表明裂纹萌生于薄板与叶盆侧厚板交接部位,其失效模式为疲劳失效,失效机理为超塑... 详细信息

针对某空心风扇叶片试验件在高循环疲劳试验中出现的异常失效现象,完成了振动仿真分析和断口分析。仿真分析结果表明失效区域非应力集中部位,断口分析结果表明裂纹萌生于薄板与叶盆侧厚板交接部位,其失效模式为疲劳失效,失效机理为超塑成形环节局部区域薄板扭曲导致高循环疲劳试验中薄板与厚板发生摩擦,进而疲劳失效。基于以上分析,制定了优化超塑成形工艺参数并增加CT检测环节的改进措施。验证试验表明,改进措施有效,很好地解决了该异常失效问题。

关键词：空心风扇叶片高循环疲劳异常失效超塑成形断口分析