本文選題：渦扇發(fā)動機 + 高壓壓氣機葉片　； 參考：《天津大學(xué)》2015年博士論文

【摘要】：高壓壓氣機葉片是渦扇發(fā)動機的關(guān)鍵轉(zhuǎn)動件,其可靠性直接影響發(fā)動機性能和飛行安全。在發(fā)動機服役期間,疲勞斷裂是高壓壓氣機葉片的主要失效形式,裂紋在交變載荷作用下逐步萌生并擴(kuò)展。若葉片在工作過程中發(fā)生疲勞斷裂,除了影響發(fā)動機性能外,高速脫離的碎片將對整個轉(zhuǎn)子系統(tǒng)及機匣造成嚴(yán)重的二次損傷,研究高壓壓氣機葉片的疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展問題對提高航空發(fā)動機可靠性有著重要意義。葉片壽命評估貫穿于發(fā)動機設(shè)計、制造、使用以及維修整個全壽命周期,因此,考慮航空發(fā)動機工況復(fù)雜多變的特點,建立準(zhǔn)確的高壓壓氣機葉片疲勞壽命預(yù)測模型具有重要的科學(xué)意義和工程應(yīng)用價值。Ti 6Al 4V鈦合金以其優(yōu)異的中高溫力學(xué)性能成為高壓壓氣機葉片的主要制造材料,本文采取葉片材料疲勞試驗和模擬仿真相結(jié)合的方式,對高壓壓氣機葉片裂紋萌生及擴(kuò)展壽命進(jìn)行研究預(yù)測,主要內(nèi)容包括:進(jìn)行Ti 6Al 4V鈦合金葉片模擬試件振動疲勞試驗,包括恒幅加載、變幅加載和裂紋擴(kuò)展試驗,分析變幅載荷應(yīng)力差、循環(huán)比等參數(shù)變化對變幅加載下葉片疲勞壽命的影響。研究葉片的裂紋萌生及擴(kuò)展規(guī)律,利用超景深顯微鏡和掃描電子顯微鏡觀測疲勞斷口微觀特征,進(jìn)一步探討應(yīng)力比、過載、高低周復(fù)合加載等變幅加載因素對葉片裂紋擴(kuò)展速率的影響�；贖addad小裂紋理論,結(jié)合Chaboche損傷累積模型和Walker裂紋擴(kuò)展模型,考慮壓氣機葉片載荷譜包含多應(yīng)力比、過載、變幅加載等特性,建立一個既可預(yù)測裂紋萌生壽命、又可預(yù)測裂紋擴(kuò)展壽命的綜合壽命模型。葉片振動特性分析可以為損傷識別提供幫助,而損傷程度是裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測的主要依據(jù)。建立裂紋葉片幾何模型和有限元模型,分析裂紋參數(shù)(裂紋長度、裂紋位置)變化對葉片振動特性的影響規(guī)律,探討裂紋參數(shù)變化引起的葉片頻率轉(zhuǎn)向和振型轉(zhuǎn)換等耦合振動問題;基于裂紋葉片振動特性分析結(jié)果和RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)理論,對葉片裂紋參數(shù)識別進(jìn)行研究。根據(jù)發(fā)動機實際運行中的典型工況,將航空發(fā)動機運行狀態(tài)簡化為5種典型工作循環(huán),并編制轉(zhuǎn)速譜。綜合考慮低周離心載荷、穩(wěn)態(tài)氣動載荷和高周振動載荷的高低周復(fù)合加載,進(jìn)行高壓壓氣機葉片應(yīng)力分析,計算葉片危險節(jié)點應(yīng)力歷程,分別對無損葉片及缺口葉片進(jìn)行全壽命和裂紋擴(kuò)展壽命預(yù)測。
[Abstract]:High pressure compressor blade is a key rotating part of turbofan engine. Its reliability directly affects engine performance and flight safety. During engine service, fatigue fracture is the main failure form of high pressure compressor blade, and crack initiation and propagation gradually under the action of alternating load. If the blade breaks in the process of work, besides affecting the performance of the engine, the high-speed breakaway debris will cause serious secondary damage to the whole rotor system and the casing. It is very important to study the fatigue crack initiation and propagation of high pressure compressor blade for improving the reliability of aeroengine. Blade life assessment runs through the entire life cycle of engine design, manufacture, use and maintenance, therefore, considering the complex and variable operating conditions of an aeroengine, It is of great scientific significance and engineering application to establish an accurate prediction model for fatigue life of high pressure compressor blade. Titanium alloy 6Al 4V has become the main manufacturing material for high pressure compressor blade due to its excellent mechanical properties at medium and high temperature. In this paper, the crack initiation and propagation life of high pressure compressor blade is predicted by the combination of material fatigue test and simulation. The main contents are as follows: the vibration fatigue test of Ti 6Al 4V titanium alloy blade is carried out. Including constant amplitude loading, variable amplitude loading and crack growth test, the influence of stress difference of variable amplitude load and cyclic ratio on the fatigue life of blade under variable amplitude loading is analyzed. The crack initiation and propagation of the blade are studied. The microscopic characteristics of fatigue fracture are observed by using the hyperfield depth microscope and scanning electron microscope, and the stress ratio and overload are further discussed. The influence of the variable amplitude loading factors on the crack growth rate of the blade under high and low cycle composite loading. Based on Haddad's small crack theory, combined with Chaboche damage accumulation model and Walker crack propagation model, considering the characteristics of compressor blade load spectrum including multi-stress ratio, overload and variable amplitude loading, a new method for predicting crack initiation life is established. The comprehensive life model of crack propagation life can also be predicted. The analysis of blade vibration characteristics can provide help for damage identification, and the damage degree is the main basis for prediction of crack growth life. The geometric model and finite element model of crack blade are established to analyze the influence of crack parameters (crack length, crack position) on blade vibration characteristics. The coupled vibration problems of blade such as frequency steering and mode conversion caused by crack parameter change are discussed, and the identification of blade crack parameters is studied based on the analysis results of crack blade vibration characteristics and RBF neural network theory. According to the typical operating conditions in the actual operation of the engine, the running state of the aeroengine is simplified into five typical working cycles, and the rotational speed spectrum is compiled. Considering the low cycle centrifugal load, steady aerodynamics load and high cycle vibration load, the stress analysis of high pressure compressor blade is carried out, and the stress history of blade dangerous node is calculated. The whole life and crack propagation life of lossless blade and notched blade were predicted respectively.
【學(xué)位授予單位】：天津大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V235.13

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本文編號：2091841