發(fā)布時間：2018-01-02 15:07

  本文關鍵詞：航空發(fā)動機葉片TC4鈦合金振動疲勞裂紋擴展研究及剩余壽命預測　出處：《表面技術》2016年09期 　論文類型：期刊論文

  更多相關文章： TC鈦合金 疲勞裂紋擴展 剩余壽命預測

【摘要】：目的研究TC4鈦合金的振動疲勞特性及壽命預測。方法通過共振疲勞試驗,分析裂紋尖端應力強度因子的變化規(guī)律,計算不同應力水平下疲勞裂紋擴展的速率,建立剩余壽命預測計算模型。結果裂紋尖端的應力強度因子是表征裂紋擴展速率快慢的有效參數(shù),與裂紋長度及應力場的大小相關。在裂紋擴展初期應力為274 MPa的條件下,裂紋擴展速率的試驗值與計算值吻合較好。通過壽命預測模型計算可知,當初始裂紋為0.5 mm,最終裂紋長度達到5 mm時,在應力為274、366、422 MPa的條件下,振動循環(huán)周期分別為36 577、19 090、13 865。結論在應力比為?1的振動條件下,裂紋擴展速率隨應力水平的增大而加快,同時初始裂紋長度越長,應力相同時,裂紋擴展速率提高。通過壽命預測模型,可計算出結構件的使用壽命。
[Abstract]:The vibration characteristics and fatigue life prediction of TC4 titanium alloy. Through the method of resonance fatigue test, analysis of crack tip change regularity of stress intensity factor calculation, different rate of fatigue crack propagation under the stress level, the residual life prediction model is established. The stress intensity factor of the crack tip is an effective parameter characterizing the crack growth rate speed, and crack length and stress field size. Extend the initial stress is 274 MPa under the conditions of crack, the crack propagation rate of the test value and the calculated values are in good agreement. The life prediction model calculation shows that when the initial crack is 0.5 mm, the final crack length reached 5 mm, in for 274366422 MPa under the conditions of the vibration cycle were 36 577,19 090,13 865. in conclusion the stress ratio? 1 vibration conditions, the crack growth rate with the increase of the stress level and speed, At the same time, the longer the initial crack length is, the crack growth rate increases at the same time, and the service life of the structure can be calculated by the life prediction model.

【作者單位】： 中國民航大學天津市民用航空器適航與維修重點實驗室;中國民航大學理學院;
【基金】：民航科技重大專項(MHRD20130204) 中央高�；究蒲袠I(yè)務費資助項目(3122015L002)~~
【分類號】：TG146.23
【正文快照】： Received:2016-03-05;Revised:2016-06-03TC4鈦合金具有比強度高、密度小、耐蝕性好、優(yōu)良的韌性和焊接性等優(yōu)點,在航空航天、石油化工、造船、汽車等領域都得到成功的應用。結合其性能優(yōu)勢,民用航空發(fā)動機的葉片和渦輪盤等重要部件大多采用TC4材料制作而成,但其在高溫高壓、

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