《航空发动机零件可靠性安全性设计》王延荣，张小伟，袁善虎，石亮，李宏新著|(epub+azw3+mobi+pdf)电子书下载

图书名称：《航空发动机零件可靠性安全性设计》

【作　者】王延荣，张小伟，袁善虎，石亮，李宏新著

【页 数】 371

【出版社】 北京：航空工业出版社 , 2018.06

【ISBN号】978-7-5165-1738-3

【价 格】78.00

【分 类】航空发动机-零部件-安全可靠性-设计

【参考文献】 王延荣，张小伟，袁善虎，石亮，李宏新著. 航空发动机零件可靠性安全性设计. 北京：航空工业出版社, 2018.06.

图书目录：

《航空发动机零件可靠性安全性设计》内容提要：

本书是一本关于航空发动机可靠性与安全性的学术理论专著，内容涉及航空发动机结构疲劳、高温结构蠕变、空心风扇叶片结构优化设计，以及圆弧形榫连结构寿命预测、叶片气动弹性稳定性预测方法、叶片颤振机制及其影响参数、转动结构疲劳可靠性、含缺陷粉末盘结构疲劳和轮盘结构安全性预测等方面。

《航空发动机零件可靠性安全性设计》内容试读

第1章结构疲劳设计分析方法

1.1引言

结构件的疲劳破坏是其失效的重要模式，为了能够准确预测疲劳寿命，需要合适的寿命预测方法和材料疲劳参数，而材料疲劳参数的准确获取更是其中的关键和基础。同时大多数工程实际结构件都含有几何不连续处，如开槽、开孔等，通常统一称之为缺口。当含缺口构件承受载荷时，在缺口区域会产生局部的应力和应变集中，甚至在相对低的弹性名义应力下，缺口根部小区域内的应力也可能超过屈服强度而发生塑性变形。当缺口构件承受循环载荷时，应力/应变集中区域的循环非弹性应变会导致裂纹的萌生且其进一步扩展将导致构件断裂。对于航空发动机关键结构件，疲劳失效很有可能造成严重的后果，因而在应力集中条件下，准确预测结构件的疲劳寿命具有重要意义山。作为航空发动机中的关键结构件之一的涡轮盘，其最主要的失效模式是低循环疲劳破坏2]。随着现代飞机对航空发动机性能要求的不断提高，涡轮盘所承受的应力和温度载荷也日趋严酷且复杂，同时还要求其具备足够的安全使用寿命和高可靠性，这就需要准确评估涡轮盘的低循环疲劳寿命。

近些年来，许多学者对疲劳寿命预测方法进行了深入研究并取得了一系列进展及应用成果。特别是，1965年，莫罗(Morrow)3]在巴斯坎(Basquin)的应力幅一寿命关系和曼森-科芬(Manson-Coffin)的塑性应变幅一寿命关系基础上，提出了总应变寿命方程，该方程不仅适用于低循环疲劳，还适用于高循环疲劳。在实际结构件的寿命评估中，研究人员基于该方程综合考虑了不同载荷条件和几何形状等因素的影响，发展了众多的寿命预测方法4。因此，总应变方程是材料和结构件寿命预测的

基本方程，其材料疲劳参数包括：疲劳强度系数σ'、疲劳延性系数E{、疲劳强度指

数b和疲劳延性指数℃。这4个参数可由单轴疲劳试验结果得到，但是因为在双对数坐标系下总应变寿命方程不再具有线性关系，难以通过线性拟合直接得到，针对此现象人们提出了众多的参数获取方法。较为具有代表性的方法如通用斜率法(1965)0)、四点相关法(1965)1o、修正的通用斜率法(1988)、修正的四点相关法(1933)2]和简单近似法(1999)]等，都给出了总应变寿命方程参数的获取方法。这些方法从易于获得参数值的角度出发，结合单调拉伸数据便可获得总应变寿命方程参数值，但这些方法大都是近似方法，虽然获得了具有相对明确物理意义的参数，但由于参数的确定包含较大的经验成分，导致较低的寿命预测精度。随着技术的发展，方程中的材料参数值多通过试验数据采用非线性拟合的方式获得，但这样获得的参数往往缺乏明确的物理意义，有时偏差较大，难以得到理想的结果。同时，研究人员多利用材料数据手

2

航空发动机零件可靠性安全性设计

册[4,15]中提供的材料性能参数和寿命参数进行寿命预测，但是由于以上参数确定方法的不足，采用手册中参数对中高循环疲劳寿命预测并不理想，因而需要建立能够准确确定寿命预测中相关材料参数的方法。

对于评估缺口构件的疲劳寿命，要获得缺口根部区域的应力和应变幅值，目前获得缺口构件高应力集中区应力和应变状态的方法包括：试验法、近似算法和有限元法)。工程中常用的是近似算法和有限元法。近似算法中诺伊贝尔(Neuber)法和修正Neuber法简单易用，因而获得广泛应用，但是这两种方法用于计算缺口局部应力

和应变时，需要获得缺口的理论应力集中系数K和疲劳缺口系数K,然而，对于实

际的复杂结构件，这两个系数均难以准确获得，因而不易于采用。随着计算机技术的发展，有限元法越来越成为计算复杂结构件应力和应变的有效工具，且其计算较为准确，但是对于有应力集中的构件，往往局部产生了塑性变形，这就需要采用弹塑性有限元分析，由于非线性的引入，增大了计算的难度和复杂程度。因此，结合弹性有限元分析和近似算法给出一种快速确定缺口构件应力集中区域应力和应变的方法，有助于实际构件应力和应变的快速计算。

由于几何不连续，缺口根部周围自然产生应力梯度。仅以缺口根部危险点的应力和应变通过应力一寿命或应变一寿命方程进行寿命评估的方法称为热点法(hot spot method),常用的有名义应力法、局部应力/应变法等：与此相对应，另一种考虑应力梯度影响，将缺口根部危险点周围区域应力进行平均的方法称为非局部的方法，目前较有影响力的有临界距离法、应力场强法和体积法等。热点法计算简单，工程上广泛采用，但是计算精度不高，而非局部方法物理意义明确，精度也相对较高，但是计算复杂且要求较高在实际结构件上不易实现，因而虽然目前针对缺口疲劳寿命评估已有众多的寿命预测方法，但是还没有任何一种方法获得普遍接受。

本章主要开展三个方面的研究：(1)基于总应变方程中不同参数的物理意义，构建了它们与一次单调拉伸时断面收缩率和强度极限之间的关系，并利用航空发动机中常

用材料(TC4钛合金、GH4169及GH901高温合金)的单调拉伸和疲劳试验数据，分别

拟合得到了这3种材料的总应变寿命方程参数，进而采用总应变寿命方程开展了疲劳寿命预测：(2)采用工程中常用的Neuber法和修正Neuber法计算TC4钛合金材料K=3

和K,=5两种缺口试样的缺口局部应力和应变，并结合应变寿命方程进行了两种缺口试

样的寿命预测。通过对缺口局部区域进行弹性应力分析，发展了一种新的疲劳寿命预测

方法，其可以综合计及平均应力、应力梯度和尺寸效应的影响，并以TC4钛合金材料缺

口试样的疲劳试验数据验证该方法的有效性和精准性：(3)利用材料的基础试验数据确定材料的疲劳参数，并在此基础上，利用能够综合考虑平均应力、应力梯度以及尺寸效应影响的缺口疲劳寿命模型对涡轮盘的疲劳寿命进行预测评估，以期建立可供工程应用的涡轮盘寿命评价方法。

第1章结构疲劳设计分析方法

3

1.2总应变寿命方程参数的确定方法

1.2.1材料试验数据

为检验材料疲劳参数的准确性，在材料数据手册中选取3种航空发动机常用材料

TC4、GH4169和GH901合金进行验证分析。材料数据手册给出的室温条件下TC4钛合

金、650℃条件下GH4169合金和500℃条件下GH901合金的材料性能参数见表1-1，

对应条件下3种合金光滑试样对称循环加载下的疲劳试验数据见表1-2~表1-4。

表1-1几种合金材料的性能参数，4,5)

参数

钛合金TC4,室温

高温合金GH4169,650℃

高温合金GH901,500℃

弹性模量E/MPa

109000

153000

170000

循环强度系数K'/MPa

1420

1481

2220

循环应变硬化指数n'

0.07

0.098

0.15

疲劳强度系数σ

1564

1229

2140

疲劳强度指数b

-0.07

-0.065

-0.13

疲劳延性系数

2.69

0.138

0.218

疲劳延性指数c

-0.96

-0.657

-0.74

强度极限o/MPa

969

1155

1067

断面收缩率山/%

45.5

38

24

表1-2室温条件下TC4钛合金光滑试样的疲劳试验数据9,14

总应变范围△e,

反向数2N

应力幅o,/MPa

0.08568

95

1092

0.07774

113

1064

0.06576

143

1037

0.04572

294

1005

0.0259

765

1022

0.02156

1443

957

0.01736

2720

932

0.013758①

10000

740

0.011766①

20000

640

0.0116

29482

666

0.008624①

100000

470

0.007798①

200000

425

0.006514①

1000000

355

0.006422①

2000000

350

①在材料数据手册中总应变数据并未给出，是利用手册中的循环应力一应变曲线和对称循环应力幅确定的[列

4

航空发动机零件可靠性安全性设计

表1-3650℃条件下GH4169高温合金光滑试样的疲劳试验数据9,1s]总应变范围△e

反向数2N

应力幅a,/MPa

0.04236

30

985

0.02526

100

911

0.01754

300

848

0.01318

1000

784

0.01094

3000

730

0.00944

10000

675

0.008749①

20000

640

0.0085

30000

629

0.00772

100000

582

0.007055①

200000

535

0.006498①

1000000

495

0.006295D

2000000

480

①在材料数据手册中总应变数据并未给出，是利用手册中的循环应力一应变曲线和对称循环应力幅确定的9)。

表1-4500℃条件下GH901高温合金光滑试样的疲劳试验数据9,1

总应变范围△e

反向数2N,

应力幅g/MPa

0.00804

8447

690

0.00770

10000

620

0.007

12772

633

0.006514①

20000

540

0.00604

70502

538

0.004606①

100000

390

0.00482

141408

440

0.004126①

200000

350

0.0035320

1000000

300

0.003308①

2000000

281

①在材料数据手册中总应变数据并未给出，是利用手册中的循环应力一应变曲线和对称循环应力幅确定的)。

1.2.2确定材料疲劳参数的传统方法

为考察传统的参数确定方法获得总应变寿命方程参数的准确性，本节选用通用斜率法、四点相关法、修正的通用斜率法和修正的四点相关法来确定航空发动机常用材料

TC4钛合金、GH4169合金和GH901合金的疲劳参数。由各种传统方法及其确定的总应

变寿命方程表达式，可得到各种方法确定的总应变寿命方程中4个参数的值。

第1章结构疲劳设计分析方法

1.2.2.1通用斜率法(universal slope method,USM》

通用斜率法[1o认为控制弹性△e。线和塑性△6。线的指数b和c与材料类型无关，疲劳强度系数σ和疲劳延性系数ε采用下式确定

0{=1.9080b,64=0.7579e%6

(1-1)

式中，σ，为材料的强度极限，断裂真应变8，与试样断面收缩率关系为

16r=In 1-v

(1-2)

而疲劳强度指数和疲劳延性指数分别为b=-0.12和c=-0.6。

l.2.2.2四点相关法(four-point-correlation method,FPCM)

曼森(Manson)基于分别表征弹性线和塑性线的弹性应变和塑性应变值提出了四点相关法，弹性线和塑性线各由两个点确定，其中弹性线用1/4次循环和10次循环时的弹性应变分量来确定，塑性线用10次循环和10次循环时的塑性应变分量来确定0。

四点相关法中，总应变寿命方程中参数可由如下关系式确定

=2

(1-3)

r2.5(1+Er)

0.9

b=

0.0132-△8。

C=3

(1-4)

1.91

1g4×10

式中，E为材料的弹性模量，△ε为10次循环时的弹性应变范围，可以表示为

△e=100xg4x10)+g[2512]

(1-5)

L.2.2.3修正的通用斜率法(modified universal slope method,MUSM)

如前所述，修正的通用斜率法[口同样认为疲劳强度指数b和疲劳延性指数c与材料类型无关，而疲劳强度系数σ和疲劳延性系数的确定修正为

0.832

-0.53

σ{=E×0.623×E

，=0.0196×e%15

(1-6)

E

式中，Br采用式(1-2)确定，而疲劳强度指数和疲劳延性指数分别修正为b=-0.09和c=-0.56。

l.2.2.4修正的四，点相关法(modified four-point-correlation method,MFPCM)修正的四点相关法2I由翁(Ong)提出，其与Manson提出的四点相关法稍有不同。修正的四点相关法认为应变疲劳曲线通过计算10°次和10次载荷反向时的弹性应变幅值以及10°次和10次载荷反向时的塑性应变幅值来确定。基于该修正方法的总应变寿命方程中4个参数采用下式确定

0{=0(1+Er）,E=8

(1-7)

-s16会]-2》

(1-8)

AE.

0.00737-

(1-9)

2.074

6

航空发动机零件可靠性安全性设计

式中，σ，为材料断裂真应力，￡由式(1-2)确定，而载荷反向数10次时的弹性应变范围△e。由下式确定

答-2×oe”(

(1-10)

1.2.2.5传统方法确定的总应变寿命方程参数的对比

采用前述4种传统方法的参数表达式结合材料单轴试验数据确定的TC4钛合金、

GH4169合金及GH901合金的材料疲劳参数见表1-5~表1-7，表中一并给出了材料

数据手册中的对应参数以做对比。由这些确定的参数得到的3种材料的疲劳曲线与试验结果的对比如图1-1~图1-3所示。

表1-54种传统方法与材料数据手册确定的TC4钛合金疲劳参数

方法

oi

通用斜率法

1842.84

-0.120

0.562

-0.600

四点相关法

1796.09

-0.116

0.684

-0.692

修正的通用斜率法

1334.74

-0.090

0.222

-0.560

修正的四点相关法

1557.15

-0.112

0.607

-0.613

材料数据手册[14

1564

-0.07

2.69

-0.96

表1-64种传统方法与材料数据手册确定的GH4169合金疲劳参数

方

法

b

时

通用斜率法

2196.58

-0.120

0.487

-0.600

四点相关法

1977.96

-0.109

0.429

-0.596

修正的通用斜率法

1635.25

-0.090

0.233

-0.56

修正的四点相关法

1707.13

-0.100

0.478

-0.575

材料数据手册5

1229

-0.065

0.138

-0.657

表1-74种传统方法与材料数据手册确定的GH901合金疲劳参数

方法

i

6

Ei

e

通用斜率法

2029.22

-0.120

0.349

-0.600

四点相关法

1588.15

-0.098

0.206

-0.490

修正的通用斜率法

1588.25

-0.090

0.236

-0.560

修正的四点相关法

1359.82

-0.083

0.274

-0.505

材料数据手册[4

2140

-0.13

0.218

-0.74

由图1-1~图1-3可以看出，对于TC4钛合金，4种传统方法中，通用斜率法、

四点相关法和修正的四点相关法获得的疲劳曲线与试验结果均较为接近，表明此3种方

法对TC4钛合金疲劳参数的拟合较为合适，修正的通用斜率法在高循环疲劳范围内与试

验结果也较为接近，但低循环疲劳范围内偏差较大，而材料数据手册给出的疲劳参数确定的疲劳曲线在低循环疲劳范围内与试验结果较为接近，高循环疲劳范围的预测结果与

试验相比偏差较大。对于GH4169合金，4种传统方法确定的疲劳曲线与试验数据相比，

···试读结束···