某型发动机涡轮盘温度及应力计算分析

低循环疲劳是导致航空发动机涡轮盘失效的主要因素之一。以某型发动机的涡轮盘为研究对象,建立该涡轮盘的有限元模型并对其在最大工作状态下的温度和应力进行了分析计算,确定了涡轮盘热弹性应力和径向应力最大的1/4辐板处为低循环疲劳试验的考核部位,其工作温度为试验温度,为后续的低循环疲劳试验奠定了基础。     

涡轮盘低循环疲劳两种可靠性分析方法的对比

使用基于应力和基于应变的疲劳可靠性分析方法,对比分析了涡轮盘低循环疲劳寿命及可靠性。P-S-N曲线由三参数函数式来描述,并由异方差回归拟合,涡轮盘危险点的应力应变可由有限元分析和响应面法得到,对比了应力寿命、应力强度、应变寿命和应变强度四种疲劳可靠性模型的寿命及可靠度,结果表明基于应力的分析方法,也可用于涡轮盘低循环疲劳可靠性分析。     

某型航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命分析

确定发动机零部件的最大应力应变循环是进行零部件寿命研究的重要内容之一.弹塑性有限元分析常用于计算最大应力应变循环,但是由于各种载荷、约束等条件考虑不全面,得到的应力应变循环往往偏大.同时,某些零部件的瞬态温度场是决定其疲劳强度和使用寿命的重要因素,而获得准确的瞬态温度场是非常困难的.文中对某型发动机的高压涡轮盘进行疲劳试验条件下弹塑性有限元分析,对一台涡轮盘的残余应力进行测试,利用稳态温度场计算涡轮盘危险点最大应力应变循环,并根据弹塑性有限元分析和通过残余应力测试得到的最大应力应变循环进行低循环疲劳寿命预测.研究结果表明,弹塑性有限元分析法预测的寿命偏低,由残余应力可以较准确地确定最大应力应变循环.     

基于ABAQUS的航空发动机涡轮盘强度分析

基于ABAQUS对某型航空发动机涡轮盘的强度进行了分析.通过加载离心力载荷和温度载荷,对该型涡轮盘进行了应力计算,完成了强度分析,为后续涡轮盘低循环疲劳寿命实验分析奠定了一定的基础.     

某型燃气轮机寿命分析

对燃气轮机的主要转子结构件进行强度计算,选取安全系数较小的低压涡轮盘和高压涡轮盘作为低循环疲劳的基本分析对象,进行低循环疲劳试验,得出低疲劳循环值,再通过不同次循环损伤比计算以及选取寿命分散系数,得出转子件的实际循环值,最后通过工作换算计算出燃气轮机的寿命。     

基于塑性应变能的涡轮盘多轴疲劳寿命预测方法

在分析疲劳裂纹产生机理的基础上,将塑性应变能和临界平面结合起来,同时引入剪应变能比例因子,提出一种新的多轴损伤参量,通过试棒单轴低循环疲劳试验应力应变曲线得到总的塑性应变能,进而得到一种新的多轴疲劳寿命预测模型。通过对比分析,得到了最佳剪应变能比例因子。使用该模型、Chen-Xu-Huang(CXH)模型、Liu-Wang(LW)模型对某型发动机涡轮盘销钉孔低循环疲劳寿命进行预测,并与真盘试验结果进行对比。结果表明,该多轴疲劳寿命预测模型预测误差为20.5%,优于CXH和LW模型。     

基于Fourier正交基神经网络的涡轮盘低循环疲劳可靠性分析

涡轮盘作为航空发动机的关键部件,在高温、高转速的严酷条件下工作,低循环疲劳成为涡轮盘的主要失效模式。而且涡轮盘的结构复杂性,在进行疲劳可靠性分析时,直接使用Monte-Carlo法的计算量非常大,而传统的响应面法精度达不到计算要求。Fourier正交基神经网络具有很强的非线性逼近能力,在对涡轮盘进行疲劳寿命分析时,采用Fourier正交基神经网络和Monte-Carlo法相结合的方法,并与传统响应面法和Monte-Carlo法进行对比。结果表明,前者不但可以满足精度要求,而且效率高,在涡轮盘等复杂结构可靠性分析中具有很好的工程应用前景。     

非对称循环疲劳寿命研究及涡轮盘概率寿命分析

提出基于试棒非对称循环疲劳实验数据的发动机轮盘低周疲劳寿命可靠性分析方法.通过250℃恒温两种不同应变比下GH4133材料疲劳实验,得到应变疲劳寿命曲线.通过有限元数值模拟标准试棒寿命,说明用非对称循环应变寿命曲线估算结构寿命比对称循环应变寿命曲线估算更准确.最后采用所提方法计算分析某涡轮盘销钉孔边低周疲劳概率寿命,寿命数值计算结果与试验结果吻合良好.     

一种考虑材料损伤的低循环疲劳寿命预测方法

为了更加精确地预测材料的低循环疲劳寿命,对三参数幂函数公式和拉伸滞后能寿命模型进行研究,提出了基于三参数幂函数的损伤能寿命预测模型。分别利用该模型和Manson-Coffin公式对高温合金、钛合金及结构钢等多种材料的低周疲劳试验数据进行拟合并将其分析结果进行对比;根据GH4133合金250℃时的低循环疲劳试验数据,建立了该条件下材料的循环应力-应变曲线和损伤能寿命预测模型,同时对曲线及模型进行验证。结果表明:建立的循环应力-应变曲线能够正确反映该条件下材料的应力与应变之间的关系;所提出的损伤能寿命预测模型对12种材料的低周疲劳试验数据的拟合效果较好,寿命预测精度明显高于Manson-Coffin公式。     

基于等效应变的Walker模型对轮盘寿命的预测

涡轮盘作为工作在高温高转速下的航空发动机关键部件,存在低周循环疲劳的风险。因此,低周循环疲劳是其结构设计的重要问题之一。首先,基于Walker模型在低周循环疲劳上的特性,提出了一种简化的Walker寿命预测模型。并且使用GH4133材料的试验数据验证了Walker模型的可行性。同时,为了验证Walker模型的优越性,采用多种模型对某轮盘寿命进行了预测。结果表明:简化的Walker模型预测值和真实值之间的相对误差为13.79%,其计算精度高于其他模型;其次,利用3个轮盘的真实寿命数据,检验不同的Walker衍生模型的预测精度。最后使用简化的模型对某型号发动机涡轮盘进行实例分析。     

基于贝叶斯评估的航空发动机涡轮盘疲劳寿命可靠性研究

为了在数据缺乏的状况下研究航空发动机GH4133涡轮盘材料失效问题,利用贝叶斯先验分布融合涡轮盘材料的疲劳失效信息,求得后验分布,绘制该涡轮盘的低周疲劳寿命失效曲线、疲劳寿命可靠度曲线,计算该涡轮盘的平均寿命以及可靠度P=99.87%下的可靠寿命。结果表明,针对涡轮盘小子样的问题,采用贝叶斯先验分布将涡轮盘材料的疲劳寿命信息融入到涡轮盘小子样可靠性分析中,可以扩展分析数据的信息,提高分析的准确度。     

某高压涡轮盘裂纹扩展特性研究

通过三维裂纹扩展有限元仿真分析与低循环疲劳裂纹扩展试验相结合,研究了某高压涡轮盘损伤容限特征。基于有限元仿真分析获得的螺栓孔部位的应力和变形,开展了三维裂纹扩展寿命仿真计算,得到裂纹扩展速率的计算值。在轮盘低循环疲劳试验中,通过螺栓孔内壁面处定期荧光渗透检测和裂纹长度检测,记录了裂纹发展情况;在轮盘破裂后,通过疲劳断口扫描电镜观察,获得了裂纹扩展特征。结果表明,仿真计算与试验断口分析得到的裂纹前沿扩展历程、裂纹扩展寿命之间均存在较好的一致性。     

数字孪生驱动的航空发动机涡轮盘剩余寿命预测

为解决航空发动机涡轮盘剩余寿命在线预测难题,提出一种数字孪生驱动的涡轮盘剩余寿命预测方法。在建立数字孪生模型的过程中,首先,分析涡轮盘疲劳裂纹损伤机理,构建性能退化指标,建立涡轮盘性能退化过程的共性表征模型;其次,分析多种不确定性因素,采用状态空间模型建立涡轮盘性能退化过程的个性表征模型;然后,通过动态贝叶斯网络描述状态空间模型随时间的演化规律,建立涡轮盘性能退化过程的动态演化模型;最后,采用粒子滤波算法实现涡轮盘退化状态追踪和剩余寿命预测,从而完成涡轮盘性能退化数字孪生模型的建立。融合涡轮盘实时传感数据,通过贝叶斯推理实现对该数字孪生模型的动态更新。通过某型涡轮盘试验数据对该方法进行验证,结果表明该数字孪生模型能够较好地解决涡轮盘剩余寿命在线预测问题。     

定向凝固合金涡轮叶片的低周疲劳寿命研究

对某发动机DZ4定向凝固高温合金涡轮叶片进行了有限元应力分析，应力分析中考虑了发动机实际工作过程中的离心载荷和不均匀温度引起的热负荷。利用应力分析结果和该材料的疲劳特性计算了1次飞行起落过程造成的发动机低循环疲劳损伤和900h飞行的总损伤，根据损伤等效原理，确定了试验规定条件下与900h飞行等效的试验谱以及试验寿命折算为飞行小时寿命的计算公式。     

涡轮盘合金的蠕变—低周疲劳复合试验及寿命估算

一个良好的燃气涡轮发动机涡轮盘材料,应满足屈服强度、抗拉强度、蠕变强度、高频疲劳、低周疲劳和长期使用过程中组织稳定性的要求。过去均采用常规指标(持久强度、蠕变、瞬时拉断、弯曲疲劳和冲击韧性等)作为设计的依据和衡量材料的标准。近年来,随着科学技术的发展和由于燃气涡轮发动机在航空和动力工业中发生一系列严重事故,人们逐渐认识到,上述指标虽然可以代表一种材料的基本特点,但不能正确反映材料的使用性能。当然,真正代表材料使用性能的,是试车或飞行(或动力工业燃气轮机地面长期运转)试验,但对航空材料来说,这是不经济的。因此,模拟试验,在试验室条件下开展接近实际受力状态的复合试验,不仅可以了解材料在复合应力下的力学行为,而且为设计和合理选材提供了可靠的依据。本文就GH135铁基涡轮盘合金及GH33镍基合金,在控制应力下蠕变—低周疲劳复合试验结果及应用线性累积损伤法则对GH135和GH33合金涡轮盘标齿寿命的初步估算作一简单介绍。     

增压器涡轮箱疲劳分析与寿命预测

作为增压器核心零部件,涡轮箱的疲劳失效主要由热载荷引起。结合汽车发动机可靠性试验方法规范,通过CFD、FEA仿真和FEMFAT疲劳,计算分析增压器在不同工况下的温度及累积塑性应变分布情况和涡轮箱危险部位的疲劳损伤,对涡轮箱的疲劳寿命进行预测分析,经过计算分析该涡轮箱疲劳寿命约为1490 h,能够满足实际使用要求。     

022Cr17Ni12Mo2不锈钢缺口试样的疲劳寿命预测

对022Cr17Ni12Mo2不锈钢光滑和缺口试样进行了拉伸试验及应力控制的低周疲劳试验,并采用Neuber律、Peterson方法和基于试验结果计算的疲劳缺口系数进行了疲劳寿命预测。结果表明:022Cr17Ni12Mo2不锈钢具有明显的缺口效应和良好的塑性,缺口效应在低应力水平下更为明显;在不同应力水平下不锈钢均表现出了循环硬化现象,且随着应力幅值的增加其循环硬化更为明显;Neuber律和Peterson方法得到的疲劳寿命预测结果均偏于保守,基于试验结果的疲劳寿命预测结果更准确。     

基于Isight的民用航空发动机轮盘优化设计

本文以Isight为优化平台,集成建模、分网和计算分析软件,建立对航空发动机轮盘进行优化设计的流程。以最大周向应力和低循环疲劳寿命为约束,采用轮盘质量为目标函数,应用试验设计和序列二次规划法的组合优化方法,在轮盘周向应力和低循环疲劳寿命满足设计要求的情况下,减轻轮盘质量8.1%。同时,通过对轮盘参数的研究,得到了各参数与目标变量之间的关系。     

拉伸保载对2.25Cr1MoV钢高温低周疲劳行为的影响

利用液压疲劳试验机,采用轴向应变控制方法在455℃下对2.25Cr1MoV钢进行高温低周疲劳试验,通过在峰值应变拉伸时保载0,60,600s,研究了拉伸保载时间对该钢低周疲劳行为的影响,并用扫描电镜对断口形貌进行了观察。结果表明:2.25Cr1MoV钢呈明显的循环软化特性,拉伸保载会明显降低循环应力幅,但保载时间对循环应力幅的影响不大;拉伸保载使该钢的疲劳寿命降低,但保载时间超过60s后,疲劳寿命基本不受保载时间的影响;拉伸保载没有改变试验钢的疲劳断裂模式。     

燃气涡轮转子盘-片系统三维非线性循环应力-应变分析

燃气涡轮转子盘—片系统的几何形状和结构形式比较复杂，在高温、高转速的恶劣条件下工作，准确的应力分析是进行强度计算和疲劳寿命预测的重要前提。使用ANSYS有限元结构分析软件，建立了燃气涡轮盘—片接触系统三维循环对称有限元模型，考虑了叶片材料的各向异性、涡轮盘与叶片榫头之间的接触非线性、材料的弹塑性变形和温度不均匀引起的热应力等情况，数值模拟涡轮盘—叶片组件的受力状态及边界条件，进行三维非线性循环应力—应变分析。