TC4钛合金三点弯曲超高周疲劳性能研究

针对航空发动机压气机叶片复杂载荷环境下的超高周疲劳问题,开展了TC4钛合金三点弯曲超高周疲劳试验,研究其在弯曲加载下的超高周疲劳破坏行为。疲劳试验结果表明：在两种应力比（R=0.3、0.5）下,当循环次数超过107次时,试件仍发生疲劳断裂,S-N曲线均呈现双线性特征;SEM断口分析表明,随着最大应力的降低,裂纹萌生位置由试件表面向次表面转移,疲劳裂纹萌生是表面滑移和内部解理断裂之间相互竞争的结果;基于疲劳寿命建立模型分析了应力比对2种裂纹萌生机制之间竞争行为的影响。采用红外热像仪监测试件表面的温度,高周疲劳试件的温度变化分为四个阶段：稳定升高、稳定降低、快速升高和快速降低阶段,而超高周疲劳试件的温度变化分为三个阶段：稳定升高、快速升高和降低阶段。最后,阐述了疲劳过程中热产生和传热的特点,并分析了温度变化与应力分布的关系。     

基于ANSYS的转子间耦合对系统动力特性影响研究

在构建了带轴间轴承的双转子系统有限元模型基础上,利用ANASYS计算软件对双转子系统建立仿真实体模型.通过对模型进行模态分析、谐响应分析,研究了带轴间轴承双转子系统的固有频率与临界转速.结果显示,模型计算与实验数据拟合较好验证了模型计算的正确和有致性.     

腐蚀对TC17钛合金超高周疲劳性能的影响

针对航空发动机在腐蚀环境下存在的超高周疲劳问题,先对TC17钛合金进行加速腐蚀处理,然后应用超声疲劳试验系统在室温下研究了腐蚀对TC17钛合金超高周疲劳性能的影响,最后观察了疲劳断口形貌。结果表明:在疲劳循环大于107周次时,腐蚀与未腐蚀的试样都会发生疲劳断裂,并不存在明显的疲劳极限;腐蚀后钛合金的疲劳强度略有降低,且随着载荷循环周次的增加,其S-N曲线更接近未腐蚀钛合金的;腐蚀后钛合金的疲劳源位于表面,氧化膜破坏导致的点蚀是疲劳裂纹于表面萌生的主要原因。     

航空滑油两相流沉淀模型研究

对飞机实际使用中的滑油数据进行了分析，在此基础上提出飞机一次飞行后滑油从高温运动状态到静止状态的两相流中金属磨粒沉淀模型，为飞机日常保障中如何选取最佳的采样时机提供了依据。     

激光冲击强化声学诊断系统研究

为了开发一种有效的激光冲击强化工艺故障诊断系统,基于声学诊断原理,对激光冲击强化过程中采集到的声信号进行小波包分析,提取出能够指示故障状态的声学特征信息,并验证了其有效性。最后将提取的特征信息结合人工神经网络,建立了激光冲击强化的故障诊断系统模型。     

含横向裂纹的Jeffcott转子刚度分析

根据断裂力学理论和转子动力学理论,考虑沿3个坐标轴方向6个载荷的作用,推导出了含裂纹的转轴刚度。裂纹的开闭状态由裂纹面的应力决定。通过数值仿真计算发现:刚度在3个坐标轴方向上随着裂纹深度的变化幅度有很大差异,轴向刚度变化以及小裂纹情况下垂直于裂纹方向的刚度变化可以不考虑;随着细长比的增大,裂纹轴的刚度减小。     

二维C/SiC复合材料在冲击拉伸下的损伤过程

利用分离式霍普金森拉杆实验装置(SHTB)和超高速照相机,对二维C/SiC复合材料进行了冲击拉伸力学性能实验研究,同时结合其宏观力学行为,分析了在冲击拉伸载荷作用下的损伤破坏过程。结果表明:材料的应力-应变曲线呈明显的非线性特征,其内部损伤破坏和裂纹扩展过程分为四个阶段:损伤积累于第一阶段,裂纹起源于第二阶段,屈服失效于第三个阶段,快速扩展于第四个阶段。     

航空发动机压气机叶片外物损伤规律研究

通过对某型航空发动机压气机转子叶片外物损伤数据进行深入分析,揭示出损伤类型、缺口尺寸和位置沿压气机轴向和径向的分布规律。研究结果表明:在缺口、撕裂、凹坑和卷曲四类典型损伤中,缺口损伤所占的比重最大;低压压气机损伤率较高,且各级叶片损伤率随压气机级数的增加呈现下降趋势,高压压气机各级叶片中,各损伤类型表现出显著差异性,该特点与叶片材料、冲击能量等因素的变化有关;缺口损伤尺寸沿压气机的轴向分布差异性不明显,在高、低压气机中满足不同的分布形式,且损伤位置仅与深度尺寸存在显著关联;低压一级叶片大多数缺口损伤位于距离叶根高度80%以上区域,其损伤位置与损伤尺寸没有显著关联,但损伤宽度和损伤深度存在线性相关性。     

碳纤维树脂基复合材料三点弯曲超高周疲劳实验研究

开展了碳纤维树脂基复合材料三点弯曲超高周疲劳实验,对比了无冷却、间断加载、压缩冷空气及液氮四种冷却方式,并利用红外热像仪对试件的温度进行监控,研究了碳纤维树脂基复合材料在超声频加载下的热效应。结果表明:碳纤维树脂基复合材料在超声频加载时会产生明显的温升现象,并对其弯曲模量及谐振频率产生较大影响,严重时甚至会出现试件烧蚀现象;采用液氮冷却可保证试件在超声加载过程中温度不超过其玻璃态转化温度;当应力循环次数超过10~7时试件在超高周范围仍会发生疲劳破坏,破坏形式包括分层、基体开裂两种。     

航空发动机快变信号的匹配同步压缩变换研究

航空发动机快变信号特征提取是航空发动机健康监测与故障诊断的关键技术之一。针对航空发动机快变信号特征提取需求及其瞬时频率快变的特点,提出了匹配同步压缩变换方法。构造了匹配快变信号调频结构的瞬时频率估计算子,能同时考虑快变信号时频能量随频率和时间方向的分布,从而提高快变信号时频表示的能量聚集性,提升航空发动机快变信号提取能力。通过航空发动机主轴承寿命试验机的碰摩故障试验,以及某型航空发动机的碰摩故障诊断工程案例,验证匹配同步压缩变换方法对于航空发动机快变信号处理的有效性。工程应用结果表明,对于航空发动机转子系统动静碰摩故障,匹配同步压缩变换能够有效提取该故障导致的振动信号瞬时频率快速振荡的强时变特征,从而诊断转子系统碰摩故障。