【摘要】：航空發(fā)動機(jī)工作時,在高頻振動應(yīng)力作用下的風(fēng)扇和壓氣機(jī)葉片容易受到隨氣流進(jìn)入的硬質(zhì)顆粒的撞擊,形成外物損傷(FOD)。在交變載荷的反復(fù)作用下,疲勞裂紋容易萌生并快速擴(kuò)展,導(dǎo)致葉片斷裂失效,引起嚴(yán)重的飛行事故。本文通過空氣炮采用不同直徑鋼球(Φ1、Φ2、Φ3和Φ4 mm)分別以不同沖擊速度(200、250、300和350 m/s)對葉片用鈦合金平板試樣和模擬葉片進(jìn)行外物損傷模擬試驗,研究了鈦合金材料在外物高速沖擊下的損傷凹坑和顯微組織變化,尤其是絕熱剪切帶的產(chǎn)生情況。采用步進(jìn)法對外物損傷模擬葉片進(jìn)行高周彎曲振動疲勞試驗,研究其在不同外物損傷下的疲勞強(qiáng)度、疲勞裂紋萌生、擴(kuò)展及其與絕熱剪切帶之間的關(guān)系。本研究為制定葉片損傷評價準(zhǔn)則提供理論依據(jù)和數(shù)據(jù)支持,對抗外物損傷葉片的設(shè)計和外物損傷葉片的維修具有重要的工程意義。研究結(jié)果表明:(1)TC4鈦合金平板試樣受外物鋼球的高速沖擊,均造成表面凹坑損傷。隨著鋼球直徑Φ和沖擊速度ν的增大,其損傷凹坑的大小D和深度H均呈現(xiàn)增大的趨勢。損傷凹坑存在擦傷、材料流變、材料丟失、剪切滑移等特征,甚至出現(xiàn)微小裂紋。(2)TC4鈦合金材料受外物鋼球高速沖擊,因其變形極度不均勻性,均會產(chǎn)生絕熱剪切帶,造成其微觀結(jié)構(gòu)損傷。絕熱剪切帶主要分布在損傷凹坑邊緣,幾乎不出現(xiàn)在損傷凹坑底部,且與鋼球沖擊方向成45°角。隨著鋼球直徑Φ和沖擊速度ν的增大,絕熱剪切帶的數(shù)量、寬度和分叉傾向也隨之增大。絕熱剪切帶的存在與損傷凹坑深度H有關(guān),當(dāng)損傷凹坑深度H大于約180μm時,其顯微組織中一般存在絕熱剪切帶。(3)TC17鈦合金模擬葉片在鋼球高速沖擊下造成損傷缺口。隨著鋼球直徑Φ和沖擊速度ν的增大,其損傷凹坑的寬度L1和深度L2均呈現(xiàn)增大的趨勢。損傷缺口邊緣存在材料折疊、材料流變、材料丟失和微小裂紋的特征。(4)外物損傷對葉片的疲勞強(qiáng)度有重要的影響。相較于沖擊速度ν,鋼球直徑Φ對試樣疲勞強(qiáng)度的影響更大。Φ3 mm鋼球以不同速度沖擊損傷試樣的疲勞強(qiáng)度約為200 MPa,而Φ4mm鋼球以不同速度沖擊損傷試樣的疲勞強(qiáng)度約為150 MPa。(5)外物損傷葉片在高周彎曲振動應(yīng)力下的斷裂表現(xiàn)出脆性解理特征,沖擊造成的絕熱剪切帶是葉片疲勞失效的一個重要因素。部分疲勞斷口的裂紋源處明顯可見絕熱剪切帶,在裂紋擴(kuò)展區(qū)有河流花樣和疲勞弧線等宏觀特征,以及解理臺階、脆性疲勞條帶和二次裂紋等微觀特征。
【學(xué)位授予單位】：江蘇大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V232.4
【圖文】：

圖 1.1 FOD 主要類型[6]（a）缺口（b）撕裂（c）凹坑（d）裂紋Fig.1.1 Main types of FOD[6](a) Notch (b) Tear (c) Dent (d) Crack為此，人們采取了諸多措施來減少由 FOD 引發(fā)的飛行事故，如安裝進(jìn)氣口防護(hù)罩、頻繁檢查發(fā)動機(jī)和制造具有更大抗沖擊損傷能力的葉片等[13]。但即使做了很多預(yù)防工作，對于毫米級的硬質(zhì)物體，如機(jī)場跑道附近的砂礫和金屬顆粒等，它們造成的 FOD 總是難以有效避免并控制。近四十年以來，國內(nèi)外的 FOD 頻頻發(fā)生。據(jù)不完全統(tǒng)計，我國空軍僅在 1979 和 1980 兩年間就發(fā)生了多達(dá) 70 起外物擊傷發(fā)動機(jī)事件，外物包括螺釘、螺帽和開口銷等[14]。在 1996 至 2001 年期間，美國空軍發(fā)生了上百起由 FOD 引發(fā)的 B 級飛行事故，且在數(shù)量上呈現(xiàn)逐年上升的趨勢，2001 年的事故數(shù)量比 1996 年增加了近 7 倍，如圖 1.2 所示[15]。每一年，民用航空工業(yè)為此損失約 40 億美元，而英國和美國空軍僅僅因為FOD 的維修預(yù)算就高達(dá)數(shù)百萬美元[16]。FOD 頻繁發(fā)生有兩個方面原因：一方面，從葉片的工作環(huán)境考慮，外場由于周圍環(huán)境和人為因素的影響不可避免地存在大量“外物”；另

圖 1.2 1996-2001 年由 FOD 引發(fā)的 B 級飛行事故統(tǒng)計數(shù)據(jù)[15]Fig.1.2 Statistics of class B mishaps caused by FOD from 1996 to 2001[15研究現(xiàn)狀人類二十世紀(jì)重要的發(fā)明成果之一，國外學(xué)者很早就對其使用關(guān)研究。早在1956年，美國國家航空咨詢委員會（NACA外場FOD位置和類型對噴氣發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)一級葉片疲勞強(qiáng)度主要發(fā)生在葉片邊緣，相較于凹坑而言，缺口使葉片疲勞強(qiáng)度力段附近的進(jìn)氣邊和排氣邊存在缺口的葉片損傷最嚴(yán)重。Nicholas[17]等在實驗室條件下采用不同尺寸硬質(zhì)粒子分別對不氣機(jī)鈦合金葉片進(jìn)行了沖擊試驗，并觀察了葉片的損傷類型，，即用等效彈性應(yīng)力集中系數(shù)（Kt）來衡量其嚴(yán)重程度。

江 蘇 大 學(xué) 碩 士 學(xué) 位 論 文2011 年，Witek[25]研究了高周疲勞狀態(tài)下葉片裂紋擴(kuò)展的實驗分析方法，對有 FOD 的直升機(jī)發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉片在不同振動應(yīng)力下進(jìn)行裂紋擴(kuò)展試驗，對裂紋長度和葉尖位移幅值進(jìn)行了監(jiān)測。研究發(fā)現(xiàn)裂紋往往起源于 V 或 U 型缺口，給出的主要研究結(jié)果是葉片裂紋擴(kuò)展圖，裂紋從結(jié)構(gòu)內(nèi)部的缺口向外擴(kuò)展，如圖 1.3 所示。裂紋擴(kuò)展速率主要取決于兩個因素：振動應(yīng)力和裂紋的實際尺寸。

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 黃偉;陳偉;潘輝;趙振華;;外物損傷對鈦合金TC4高周疲勞強(qiáng)度的影響研究[J];機(jī)械強(qiáng)度;2014年03期

2 李均盛;柴橋;楊百愚;張貴斌;張忠平;曹國雄;;鋼珠對某型發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)一級轉(zhuǎn)子葉片撞擊損傷研究[J];空軍工程大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版);2013年06期

3 葉勇;王金彥;;鈦合金的應(yīng)用現(xiàn)狀及加工技術(shù)發(fā)展概況[J];材料導(dǎo)報;2012年S2期

4 潘輝;趙振華;陳偉;;航空發(fā)動機(jī)葉片外物損傷試驗?zāi)M方法[J];航空發(fā)動機(jī);2012年01期

5 肖大武;李英雷;蔡靈倉;;絕熱剪切研究進(jìn)展[J];實驗力學(xué);2010年04期

6 周為富;趙振華;陳偉;;鈦合金高周疲勞特性的影響因素分析[J];現(xiàn)代機(jī)械;2009年03期

7 羅榮梅;;葉片外物沖擊損傷的數(shù)值模擬[J];科技創(chuàng)新導(dǎo)報;2009年13期

8 尹冬梅;錢林方;;葉片受軟體和硬體外物撞擊的損傷分析[J];振動與沖擊;2009年03期

9 關(guān)玉璞;陳偉;高德平;;航空發(fā)動機(jī)葉片外物損傷研究現(xiàn)狀[J];航空學(xué)報;2007年04期

10 楊揚(yáng),程信林;絕熱剪切的研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J];中國有色金屬學(xué)報;2002年03期

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前2條

1 葛寧;發(fā)動機(jī)葉片抗外物損傷能力評估技術(shù)研究[D];南京航空航天大學(xué);2012年

2 羅榮梅;葉片外物沖擊損傷及其對疲勞壽命的影響[D];東北大學(xué);2006年

本文編號：2751318