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1、中圖分類號(hào)：V232；V215.5論文編號(hào)：102870218-S055學(xué)科分類號(hào)：082502碩士學(xué)位論文高溫環(huán)境下的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法研究研究生姓名王楠學(xué)科、專業(yè)航空宇航推進(jìn)理論與工程研究方向結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與完整性指導(dǎo)教師溫衛(wèi)東教授南京航空航天大學(xué)研究生院能源與動(dòng)力學(xué)院二О一八年一月NanjingUniversityofAeronauticsandAstronauticsTheGraduateSchoolCollegeofEnergyandPowerEngineeringResearchonPredictionMethodofFrettingF
2、atigueLifeatElevatedTemperatureAThesisinAerospacePropulsionTheoryandEngineeringbyWangNanAdvisedbyProfessorWenWeidongSubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterofEngineeringJanuary,2018承諾書本人聲明所呈交的碩士學(xué)位論文是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注和致謝的地方外，論文中不包含其他
3、人已經(jīng)發(fā)表或撰寫過的研究成果，也不包含為獲得南京航空航天大學(xué)或其他教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或證書而使用過的材料。本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存、匯編學(xué)位論文。（保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書）作者簽名：日期：南京航空航天大學(xué)碩士畢業(yè)論文摘要微動(dòng)導(dǎo)致地疲勞失效是航空領(lǐng)域的一個(gè)主要問題。它與普通疲勞相比，通常會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)部件的壽命顯著降低。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，微動(dòng)損傷的位置通常發(fā)生在壓氣機(jī)葉片及輪盤的榫頭榫槽上。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)內(nèi)部溫度高達(dá)500℃，為了確保發(fā)動(dòng)機(jī)的安全，
4、研究發(fā)動(dòng)機(jī)鈦合金葉片和輪盤在其工況溫度下的微動(dòng)疲勞行為是十分重要的。因此，本文開展了榫連接結(jié)構(gòu)高溫低周微動(dòng)疲勞試驗(yàn)研究，建立榫連接結(jié)構(gòu)在不同溫度下低周微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。主要的研究工作和研究結(jié)論如下：首先，針對(duì)航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片/輪盤連接結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)了一種燕尾榫結(jié)構(gòu)高溫微動(dòng)疲勞試驗(yàn)加載裝置。開展了TC11鈦合金在200℃及500℃下的微動(dòng)疲勞試驗(yàn)。提出通過動(dòng)態(tài)應(yīng)變及動(dòng)態(tài)位移法相結(jié)合的方法實(shí)現(xiàn)對(duì)燕尾榫結(jié)構(gòu)微動(dòng)疲勞萌生壽命的監(jiān)測(cè)。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)微動(dòng)疲勞裂紋均萌生在燕尾榫結(jié)構(gòu)接觸區(qū)域的下邊緣,且接觸表面存在大量的微動(dòng)磨屑，屬于典型的微動(dòng)疲勞失效形式
5、。試驗(yàn)結(jié)果表明：溫度環(huán)境對(duì)微動(dòng)疲勞壽命的影響較為明顯。隨著試驗(yàn)溫度的升高，試驗(yàn)件的微動(dòng)疲勞壽命會(huì)逐漸減小。其次，基于Walker公式的思路，提出一種溫度等效損傷參量。采用該損傷參量用以修正Farris壽命預(yù)測(cè)模型，建立了一種考慮溫度影響的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。此外，對(duì)不同溫度下榫連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析，擬合得到壽命模型材料參數(shù)并對(duì)該壽命預(yù)測(cè)模型進(jìn)行相關(guān)性分析。分析結(jié)果表明三種溫度等效損傷參量與不同溫度下的微動(dòng)疲勞壽命之間具有很好的關(guān)聯(lián)性。最后應(yīng)用溫度等效損傷參量描述的壽命預(yù)測(cè)模型，預(yù)測(cè)了二型燕尾榫結(jié)構(gòu)的微動(dòng)疲勞壽命。并與試驗(yàn)壽命進(jìn)行對(duì)比，可以得
6、出預(yù)測(cè)結(jié)果均在3倍誤差帶以內(nèi)。最后，基于有限元軟件ANSYS，分析微動(dòng)疲勞主要影響因素：相對(duì)滑移幅值、接觸壓力、切向應(yīng)力、VonMises等效應(yīng)力及Ceq溫度等效損傷參量在不同溫度和摩擦系數(shù)下的變化情況及其對(duì)微動(dòng)疲勞壽命的影響。結(jié)果表明：不同溫度下燕尾榫結(jié)構(gòu)的微動(dòng)疲勞壽命均隨著最大接觸壓力、相對(duì)滑移幅值及最大切向應(yīng)力的增大而逐漸減少。燕尾榫結(jié)構(gòu)的裂紋萌生位置并不會(huì)隨著溫度和摩擦系數(shù)的改變而改變，均發(fā)生在榫槽接觸區(qū)域的下邊緣。關(guān)鍵詞：燕尾榫結(jié)構(gòu)，微動(dòng)疲勞，高溫，溫度等效損傷參量，影響因素I高溫環(huán)境下的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法研究ABSTRACTFat
7、iguefailurecausedbyfrettingisamajorprobleminthefieldofaviation.Comparedtonormalfatigue,ittypicallyresultsinasignificantreductioninthelifeofthestructuralcomponents.Inaeroengine,thelocationoffrettingdamageusuallyoccursonthedovetailofthecompressorbladeandthedisk.Sincetheinterna
8、ltemperatureoftheaero-enginecompressorisashighas500℃,itisveryimportanttostu
