航空发动机涡轮盘用GH4133B合金概率疲劳寿命研究

发布时间：2020-04-11 01:00

【摘要】：航空发动机涡轮盘服役环境恶劣,经常需要在高温高压的环境中运行,因此对于涡轮盘的强度要求非常苛刻。本文以某型航空发动机涡轮盘用GH4133B镍基高温合金为研究对象,对其进行疲劳寿命试验,探讨合金疲劳寿命与服役参数的关系,并进行概率疲劳寿命研究。主要内容为:1.简要介绍了概率与数理统计的研究概况和镍基高温合金概率疲劳寿命的研究进展情况。介绍了疲劳寿命分析理论基础和数理统计中常用的分布函数。2.对由疲劳试验得到的GH4133B合金在不同应力幅值σ_a下的疲劳寿命数据进行了分析。计算出不同存活概率P条件下的理论疲劳寿命值,并对其进行了分析,发现当P=50%时理论疲劳寿命与试验疲劳寿命吻合较好,当P=90%和95%时,理论寿命可靠度较高。3.对由疲劳试验得到的小子样疲劳数据进行了S-N曲线的研究。通过中值S-N曲线扩展疲劳试验数据,对其利用威布尔分布函数进行分析,并求得加权矩阵,再对期望值进行加权最小二乘拟合,得到疲劳寿命表达式及其相应的S-N曲线;对扩展疲劳数据进行非加权最小二乘拟合,得到非加权S-N曲线。加权S-N曲线和非加权S-N曲线与中值S-N曲线的对比分析表明,根据加权S-N曲线与非加权S-N曲线计算得到理论疲劳寿命与试验疲劳疲劳寿命符合更好。在较低应力幅值下,根据加权S-N曲线得到的理论疲劳寿命与试验疲劳寿命值符合较好,在较高应力幅值下,预测疲劳寿命值略高于试验疲劳寿命值。4.对试验得到的GH4133B合金高温疲劳寿命进行了相关的分析。发现疲劳寿命N_f随应力比R的增大呈先减后增的趋势,疲劳寿命N_f随最大应力σ_(max)的增大而减小。利用疲劳寿命方程对数据进行分析,发现三参数幂函数能精确预测不同应力水平σ下的疲劳寿命N_f;利用推导出的疲劳寿命方程对试验数据进行分析,得到疲劳寿命N_f-应力幅值σ_a-平均应力σ_m三维曲面图,经过对图形和误差数据的对比分析,表明在预估不同应力幅值σ_a和平均应力σ_m条件下的疲劳寿命N_f时,应用蠕变疲劳交互作用条件下的形核数n′=kσ_mσ~m _a~nN推导出的蠕变疲劳寿命方程,能更准确地预测合金的疲劳寿命;计算不同存活概率条件下的疲劳寿命N_f,进行概率疲劳寿命分析,结果表明疲劳寿命-应力关系式能较好地预估不同存活概率条件下GH4133B合金材料的高温疲劳寿命,且存活概率越大,理论预估N_f值的可靠度越大。
【图文】：

可以看做是把图2.1 中的对称循环应力曲线沿应力坐标轴方向向上平移了一个静应力分量。工程中把这样的循环载荷称之为非对称循环载荷。一般用应力比R 来表示循环应力不对称的程度，而应力比R 等于最小应力minσ 与最大应力maxσ 的比值，即minmaxRσσ= (2.3)

图 2.2 非对称循环应力-时间曲线用平均应力mσ 来表示循环应力中的静载分量，其中平均应力mσ 与最小应力minσ 之和的一半，即max minm2σ σσ+= 是应力幅值aσ （动载分量）还是平均应力mσ （静载分量），两劳强度有相当程度的影响。如果减小平均应力mσ ，可以用来提度，而如果增大平均应力mσ ，可以使得结构件的疲劳强度降低劳强度和疲劳寿命的研究中，如果给定了一个循环应力水平，则幅值aσ 和应力比 R ，或者同时得到最大应力maxσ 和平均应力mσ 最大应力maxσ 与最小应力minσ 来表示循环应力水平。疲劳分析问题而言，如果已知应力幅值aσ 、平均应力mσ 、应力max 或者最小应力minσ 中任意的两个值，便可以求出其他的值。若应力比 R ，，则最大应力σ 、最小应力σ 和平均应力σ 等参
【学位授予单位】：湘潭大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V252

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本文编号：2622937