低于疲劳极限加载下压气机叶片疲劳寿命与损伤行为预测研究

Compressor blades are the key rotating components of aero-engine. During the engine operation, the rotating blades are subjected to complex loads, which the blades are prone to local stress concentration and cause fatigue failure. It affects the normal operation of the aero-engine. This study focuses on the fatigue problem of the compressor blade. Combined with the fatigue test and theories, the damage constitutive model and evolution equation of Ti-6Al-4V titanium alloy are established to discover the damage mechanisms with loads below fatigue limit. With the fatigue test results, the amplitudes of loads below fatigue limit leading to the change of fatigue properties and damage accumulation are quantified. Based on the theory of sensitivity analysis, the fatigue damage model considering the loads below fatigue limit is developed. A multi-field analysis of the blade is conducted using the flight data, the fatigue life and damage behavior are calculated and verified according to the experiment results. This project is of significant contribution to explain the fatigue damage mechanisms and it can support the appearance design, structure optimization and maintain in both theoretical and technical aspects.

压气机叶片是航空发动机关键转动部件，发动机运行过程中，叶片承受复杂交变载荷作用引发失效断裂，影响发动机的正常运转。本课题以压气机叶片为研究对象，将疲劳试验与疲劳理论研究相结合，建立材料的损伤本构模型及损伤演化方程，探索在低于疲劳极限加载作用下材料的微观损伤机理，分析载荷参数变化对损伤累积速率的影响规律；结合材料低载-高载复合疲劳试验研究，对引起材料疲劳特性及损伤行为变化的低载载荷进行量化计算；基于灵敏度分析理论，确定载荷参数对损伤变量的影响程度，建立考虑低载效应的疲劳损伤预测模型；基于发动机飞行数据进行压气机叶片结构场/流场仿真计算，预测叶片循环工况下的疲劳寿命及损伤行为，利用飞行数据和疲劳试验对模型进行验证。项目对工程结构的疲劳损伤机理研究具有重要的科学价值，为压气机叶片的改型设计、结构优化以及维护维修提供理论基础与技术指导。

压气机叶片是航空发动机关键转动部件，发动机运行过程中，叶片承受复杂交变载荷作用引发失效断裂，影响发动机的正常运转。本课题以压气机叶片为研究对象，将疲劳试验与疲劳理论研究相结合，建立了材料的损伤本构模型及损伤演化方程，分析了钛合金材料疲劳寿命及损伤参量随载荷参数的变化规律，基于非线性连续损伤力学理论和裂纹扩展理论，建立了钛合金疲劳损伤与裂纹扩展综合预测模型，提高了模型的预测精度，与试验值的平均相对误差由45.3 %降低至12.8 %；考虑高频气动载荷与低频离心载荷的复合作用，通过引入扭转切应力描述引起结构疲劳的等效载荷，建立了考虑扭矩作用的疲劳寿命预测模型，描述钛合金叶片损伤累积及疲劳寿命随扭转变形的变化规律；以钛合金超高周疲劳试验为基础，通过引入内应力参量描述钛合金材料超高周疲劳损伤演化过程中的塑性应变能的变化规律，揭示了低载载荷作用下钛合金的损伤累积发展规律，建立了超高周疲劳双线性寿命预测模型，并对疲劳模型材料参数进行灵敏度分析；考虑压气机飞行条件下的受力情况，建立叶片三维数值仿真计算模型，对飞行工况下压气机叶片的动力学特性进行分析，根据典型工况转速及简化的飞行循环，编制疲劳危险点寿命预测载荷谱，考虑载荷特征，计算实际飞行条件下叶片的疲劳寿命预测为18085.21飞行小时，考虑扭转切应力的作用后疲劳寿命预测值降低了4.5 %，具有更高的安全系数；设置初始裂纹深度为1.558 mm，其剩余寿命预测为5382 cycle。项目对工程结构的疲劳损伤机理研究具有重要的科学价值，为压气机叶片的改型设计、结构优化以及维护维修提供理论基础与技术指导。