基于动态响应分析的多通道传力结构高低周疲劳裂纹扩展机理

Multiple load path structure is always used in aero-engine to guarantee the effective connection of the turbine disk and blade. High-low cycle fatigue, which is the main failure mode of this structure is not solved all the time, and becomes the main constraint factor for advanced aero-engine's design. Previous research showed obvious difference from actual damage of this structure because high cycle loading superimposed on low cycle loading was treated as static constant amplitude loading, and crack growth path and morphology were simply supposed in crack growth simulation. Thus, this study provides a new method to obtain the mechanism of high-low cycle fatigue by considering the effect of dynamic high frequency loading and automaticly simulating the behavior of crack propagation. Based on nonlinear vibration response analysis of the turbine blade/disc structure, dynamic crack propagation is simulated by using optimal transportation meshfree (OTM)technique. Then a crack growth model for multiple load path structure under high-low cycle fatigue loading is established and verified through experimental data of actual turbine component to support the development of advanced military and commercial aeroengines.

航空发动机涡轮盘采用枞树形多通道传力结构来确保与叶片榫头的高效联接。该结构长期存在高低周复合疲劳失效问题，一直未得到很好认识和解决，成为先进发动机研制的制约瓶颈。过去研究多将高频载荷处理为叠加在低周载荷上的静态等幅载荷，且裂纹扩展模拟中需人为指定裂纹扩展路径和形貌，这与真实损伤存在差异。本研究尝试从高频动态载荷处理和裂纹扩展模拟两个方面提出新的研究思路，通过叶/盘结构振动响应分析、基于OTM无网格的裂纹扩展动态模拟以及多通道传力结构高低周复合疲劳试验研究，建立高频动态载荷-低周载荷交互作用下的多通道传力结构裂纹扩展机理和模型。期望通过本项研究更为精确的描述多通道传力结构裂纹扩展机制，为军、民用先进航空发动机研制提供技术支撑。

航空发动机涡轮盘采用枞树形多通道传力结构来确保与叶片榫头的高效联接。该结构长期存在高低周复合疲劳失效问题，一直未得到很好认识和解决，成为先进发动机研制的瓶颈。本项目建立了从模拟件到真实构件的多层次试验体系，首先开展模拟件低周疲劳试验，对裂纹扩展机理进行了研究，提出考虑裂纹闭合效应的裂纹扩展模型；然后开展了模拟件高低周复合疲劳试验，结合数值分析结果，对高低周耦合作用机理进行了研究，分析表明：当高周载荷振幅较小时，高周载荷的存在使低周载荷对应的残余裂尖张开位移增大，使张开应力强度因子增加，导致高低周复合疲劳裂纹扩展速率反而小于纯低周疲劳；高周载荷振幅较大时，裂纹在高周、低周载荷的作用下均扩展，此时裂纹扩展速率大于纯低周疲劳。. 随后，提出了以涡轮盘/叶结构动态响应分析确定试验振动应力的涡轮榫接复合疲劳裂纹扩展数值模拟方法，解决了榫接复合疲劳裂纹扩展数值模拟的载荷施加问题。在此基础上，考虑高周与低周载荷的耦合作用，引入小时间尺度概念，对裂纹扩展进行时域分析，建立了复合疲劳裂纹扩展数值分析方法，分别对平板试验件、方形试验件的复合疲劳裂纹扩展寿命进行了预测。. 最后，针对某型发动机涡轮榫接多通道传力结构的大尺寸、大载荷特点，攻克试验加温、裂纹预制等关键技术，构建了高低周复合疲劳试验系统，完成了真实榫接结构复合疲劳裂纹扩展试验，实现了某型发动机榫齿故障再现。并利用提出的复合疲劳裂纹扩展分析方法，完成了涡轮榫槽三齿复合疲劳裂纹扩展寿命的预测，结果与试验结果吻合良好。. 在本基金资助下，获国防科技进步（省部级）二等奖1项；发表学术论文18篇，（SCI索引论文8篇）；申请专利11项（授权2项）。本项目研究成果已应用于X8发动机涡轮榫接大修时的榫齿裂纹检查标准控制，并贯彻到X8发动机新机批产中，此外，还可推广应用于新机研制，及现役发动机改进改型中涡轮多通道传力结构复合疲劳裂纹扩展研究，具有重大的军事、社会、经济效益。