航空发动机榫连接结构微动疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展行为研究

The fretting fatigue properties of tenon connection structure are indispensiblly needed in order to ensure the safety and long term operation of aeroengine. Aiming at the development of fretting fatigue life prediction method and fretting damage tolerance analysis method for in-service tenon connection structure, the observation methodology for fretting fatigue crack initiation and small crack propagation will be established based on the innovation of both testing principles and testing technology, which consists of the following major tasks: (1) The fretting specimens and test system will be designed to simulate the tenon connection structure of turbine rotor, and a new fretting fatigue crack observation method, namely the two-part silicon based replica method, will be developed; (2) A series of fretting fatigue tests will be carried out, and the evolution mechanisms of fretting fatigue crack initiation and small crack propagation will be discussed based on the analysis of the influence factors of fretting fatigue damage. (3) The fretting fatigue life prediction method and fretting damage tolerance analysis method for in-service tenon connection structure will be established on the basis of reasonable correlation between the experimental data and the fretting fatigue damage parameters. It is anticipated that an internationally renowed fretting fatigue safety assessment methodology can be well established upon completion of the project.

为了保障航空发动机榫连接结构的长周期安全运行，迫切需要获取服役材料的微动疲劳性能。本项目以建立在役榫连接结构微动疲劳寿命预测方法和损伤容限分析方法为目标，在创新实验原理和实验技术的基础上，致力于创建微动疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展研究技术体系：（1）针对发动机涡轮转子榫连接结构开展模拟件和实验系统的设计，并开发基于新型二元硅橡胶复膜法的微动疲劳裂纹早期扩展阶段观测技术；（2）开展榫连接结构模拟件的微动疲劳实验，并通过微动疲劳损伤影响因素分析，阐明微动疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展过程中疲劳损伤的演化规律；（3）通过实验数据与微动疲劳综合损伤参数的合理关联，建立典型榫连接结构的微动疲劳寿命预测方法和损伤容限分析方法。在此基础上，形成一套独具特色、在国际上具有较高影响力的微动疲劳实验研究方法和寿命评估方法。

榫结构是航空发动机转子叶片与轮盘连接的重要方式，其配合面之间一般均留有少量间隙，以补偿高温产生的膨胀量，降低其热应力。随着转子转速的增大，巨大离心力作用在叶片与盘的连接面上，形成很大的压应力，使二者紧密接触；同时，叶片由于受气流扰动及振动的影响，使二者之间出现小幅度的相对滑动，从而出现微动疲劳损伤，微动疲劳损伤会降低涡轮叶盘/轮盘的实际寿命，影响航空发动机的安全性和成本。.复杂服役环境下涡轮转子榫连接结构部件的微动疲劳损伤过程是一个涉及微动磨损、裂纹萌生及裂纹扩展等的多尺度科学问题，本项目以航空发动机高压涡轮叶片榫头单晶材料DD6和轮盘榫槽材料粉末镍基高温合金FGH96为研究对象，综合运用实验测试、理论分析和有限元仿真等手段，重点研究了1）榫连接结构模拟件微动疲劳裂纹萌生和小裂纹扩展实验研究；2）微动疲劳损伤影响因素分析及有限元接触分析技术研究；3）发动机典型榫连接结构的微动疲劳寿命预测方法研究。.通过本项目的开展建立了针对航空发动机叶盘模拟件的微动疲劳寿命方法，获取了镍基单晶材料在高温和常温载荷下不同的微动疲劳特性，并对以上方法理论进行试验验证；开发了基于新型二元硅橡胶复膜法的微动疲劳裂纹早期扩展阶段观测技术，提取了模拟件微动疲劳裂纹萌生增长的数据，获取了交变载荷下榫连接模拟件微动裂纹扩展的一般规律。本项目具有重要的理论意义和工程实用价值，一方面可以在本项目基础上建立工程可用的计算榫连接结构微动疲劳寿命的方法，提高发动机部件强度分析的可靠性；另一方面依据本项目获取的榫连接结构的疲劳特性可以对榫连接结构进行改进设计，进一步提高航空发动机的安全性。