压气机盘片燕尾形连接破坏模式及其特征的研究

分析了非均匀接触下燕尾形榫头连接的应力状态，并借助于模拟试验，提出了非均匀接触导致疲劳破坏的基本痕迹特征。失效源位于叶片叶根截面中间段，裂纹朝叶片最大弯曲应力方向扩展，失效盘片接触处存在局部接触痕迹，接触区附近区域存在有微动损伤迹象。榫槽凸缘危险截面可能易于出现低周疲劳断裂。为避免非均匀接触导致的疲劳破坏，盘片燕尾形连接的实际接触面积Ｓ应大于Ｐｂ／（２σ０．２ｓｉｎα／２）。     

Failure Mode and Basic Characteristics of Compressor Disk and Blade by Swallowtail Connection

分析了非均匀接触下燕尾形榫头连接的应力状态,并借助于模拟试验,提出了非均匀接触导致疲劳破坏的基本痕迹特征。失效源位于叶片叶根截面中间段,裂纹朝叶片最大弯曲应力方向扩展,失效盘片接触处存在局部接触痕迹,接触区附近区域存在有微动损伤迹象。榫横凸缘危险截面可能易于出现低周疲劳断裂。为避免非均匀接触导致的疲劳破坏,盘片燕尾形连接的实际接触面积S应大于Pb/（2σ0.2sinα/2）     

《工程材料高低循环复合疲劳》讲座(四)——高、低循环复合疲劳寿命预测

构件的疲劳寿命,在一般情况下是由裂纹形成循环数与裂纹扩展的循环数之和组成,在特殊情况下,可以重点确定其中一种。一、燃气涡轮构件材料高温高低循环复合疲劳寿命估算燃气涡轮盘、叶片等构件在其轮缘、孔边榫头及榫槽等局部关键部位,均承受着离心力和热应力的低循环载荷并叠加高循环振动载荷,简化载荷谱如本讲座(一)图4所示。失效寿命定义为控制应变的最大载荷下降25%所对应的循环块作为高低循环复合疲劳失效寿命,以下简称为高低循环复合疲劳寿命。     

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。     

提高涡轮叶片榫齿疲劳试验合格率的工艺研究

以提高某型涡轮叶片榫齿加工及疲劳合格率作为研究对象,通过对榫齿、榫头两端面磨削加工工艺特点和工艺缺陷进行分析,探讨了影响涡轮叶片疲劳合格率的因素,并提出了通过改善铸件毛料状态、改进热处理工艺、调整酸洗工艺等一系列的提高涡轮叶片疲劳合格率的措施。     

基于有限元方法的裂纹扩展寿命预测

采用有限元方法确定结构的断裂力学参量,并与标准紧凑拉伸试样(compact tension,CT)的理论值相比较,结果表明有限元方法确定结构的断裂力学参量是可行的.以真实构件发动机涡轮盘为例,首先进行该结构的断裂力学分析;然后进行二次开发模拟构件的裂纹扩展,计算断裂力学参量,拟合出其与裂纹长度的函数关系,确定涡轮盘的临界裂纹长度;最后,选取试验确定的疲劳裂纹扩展率模型,完成构件的裂纹扩展寿命预测,通过与试验检测的结果相对比,证明基于有限元方法的裂纹扩展寿命预测是合理有效的.     

涡轮叶片枞树形榫头第一榫槽裂纹故障原因的探讨

枞树形多齿结构榫头的榫槽裂纹是国内外多种型号喷气发动机的危险故障之一.经综合分折,本文指出裂纹故障的主要原因是多齿结构和第一榫齿冷态单齿接触承载。榫头结构因素和热应力是引起第一榫槽裂纹故障的重要原因,而振动对榫槽裂纹扩展也有一定影响。建议对设计、制造和使用各个环节采取一些相应的措施.     

某型燃气轮机低压涡轮盘强度分析

基于某燃气轮机发动机研究项目的需要,对其涡轮盘强度进行了研究。在有限元软件ANSYS环境中建立了发动机涡轮盘的三维有限元分析模型,基于热弹性有限元分析理论,对额定功率状态下的低压涡轮盘进行了应力、应变分析,并对榫头-榫槽连接处进行了拉伸应力和榫齿名义应力计算,得出了涡轮盘的破裂转速,确定了危险截面的位置。     

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。     

温度/交变载荷作用下裂纹扩展模型及其参量确定

提出温度/交变载荷共同作用下含裂纹体的裂纹扩展修正模型。该模型采用两项线性叠加的形式,分别考虑交变载荷、温度对疲劳裂纹扩展和对蠕变裂纹扩展的影响。采用商用软件ABAQUS,对榫槽底部含穿透性裂纹的航空发动机涡轮盘结构进行数值模拟,得到不同工况下的应力强度因子K和蠕变裂尖控制参量Ct。为便于工程应用,通过提取远场应力获得K和Ct的通用表达式。最后给出算例,以验证所提出的裂纹扩展分析方法在工程实际中的可行性。