本文選題：鈦合金　切入點：風扇葉片　出處：《表面技術》2016年04期 　論文類型：期刊論文

【摘要】：目的研究航空發(fā)動機鈦合金葉片殘余應力場,掌握葉片噴丸后和使用后的殘余應力分布規(guī)律,為評估葉片的安全性和可靠性提供依據(jù),為預測葉片剩余壽命提供數(shù)據(jù)支持。方法利用X射線衍射技術測試并研究航空發(fā)動機鈦合金風扇葉片和壓氣機葉片噴丸后表面殘余應力場、噴丸后殘余應力沿層深的分布規(guī)律和使用后的殘余應力衰減規(guī)律。結果噴丸后風扇葉片殘余應力的90%分布在-600~-800 MPa,其殘余應力均值為-682 MPa;壓氣機葉片殘余應力的90%分布在-500~-700 MPa,其殘余應力均值為-603 MPa。噴丸后風扇葉片和壓氣機葉片的表面殘余應力約為-610 MPa,在次表面層11μm和13μm處存在一個最大殘余壓應力,分別為-739 MPa和-683 MPa,隨后殘余壓應力隨著深度的增加而逐漸減小。風扇葉片使用300 h后應力分布在-460~-720 MPa,使用600 h后應力分布在-430~-700MPa;壓氣機葉片使用300 h后應力分布在-470~-670 MPa,使用600 h后應力分布在-360~-620 MPa。結論噴丸后鈦合金葉片表面存在較大的殘余壓應力且分布較為均勻;噴丸后鈦合金葉片殘余壓應力隨層深的增加先增大后減小,殘余應力場深度約為50μm;使用后的鈦合金葉片殘余應力有衰減趨勢,而且隨著使用時間的增加,殘余壓應力衰減量逐漸增加。
[Abstract]:Objective to study the residual stress field of titanium alloy blade of aero-engine, to master the distribution of residual stress after shot peening and after application, and to provide the basis for evaluating the safety and reliability of blade. Methods the surface residual stress field of aero-engine titanium alloy fan blade and compressor blade after shot peening was measured and studied by X-ray diffraction. The distribution of residual stress along the layer depth after peening and the law of residual stress attenuation after use. Results the residual stress of fan blade after shot peening was distributed in -600 ~ 800MPa, with the mean residual stress of -682MPa, and the residual stress of compressor blade was 90%. The residual stress of the fan blade and compressor blade after shot peening is about -610 MPA, and there is a maximum residual compressive stress at 11 渭 m and 13 渭 m in the subsurface layer. The residual compressive stress decreased gradually with the increase of depth. The stress distribution of fan blade was -460 ~ 720MPa after using 300h, and that of compressor blade was -430- 700MPa after using 600h. The stress distribution of compressor blade was -430- 700MPa after using 300h. The stress distribution at -360 ~ 620 MPa after 600 h use of -470 ~ 670 MPa. Conclusion the residual compressive stress on the surface of titanium alloy blade is relatively uniform after shot peening. After shot peening, the residual compressive stress of titanium alloy blade first increases and then decreases with the increase of layer depth, and the depth of residual stress field is about 50 渭 m. The attenuation of residual compressive stress increases gradually.
【作者單位】： 西安航空動力股份有限公司;
【分類號】：V263

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本文編號：1638252