某航空发动机涡轮盘和叶片的强度分析与寿命计算

某航空发动机涡轮盘和叶片的强度分析与寿命计算作者：付娜学位授予单位：西北工业大学参考文献(52条)1.岳承熙航空发涡喷、涡扇发动机结构设计准则(研究报告)19972.宋兆泓航空发动机典型故障分析20003.杨兴宇.阎晓军.赵福星.董立伟某型航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命分析[期刊论文]-机械强度2004(z1)4.王通北.陈美英军用航空发动机的可靠性及寿命1994(01)5.苏清友航空涡喷、涡扇发动机主要零部件定寿指南20046.MIL-STD-1783.发动机结构完整性大纲19887.GJB241-1987.航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范8.MIL-E-5007D.MilitarySpecification,engines,aircraft,turbojetandturbofan19739.DFFSTAN00-1971.GeneralSpecification,ForAircraftGasTurbineEngine198710.张宝诚航空发动机可靠性和经济性199811.TurbineEngineHotSectionTechnology198712.DESokolowskiTowardImprovedDurabilityinAdvancedAircraftEngineHotSections198913.RCJuwinallEngineeringConsiderationofStress,Strain,andStrength196714.邓武单晶涡轮叶片的寿命计算及晶向优化设计[学位论文]硕士200015.宋兆泓发动机寿命研究198716.饶寿期WJ6G-1低压涡轮盘寿命计算分析研究报告199717.蔚夺魁.薛秀生.吴向宇WP7系列发动机寿命估算[期刊论文]-航空发动机2002(1)18.孔瑞莲航空发动机可靠性工程199619.PatelRakesh.PalazottoAnthonyFembasedmodeltostudyHCFinturbinebladesusingsimplifiedgeometry200320.《航空发动机设计手册》总编委会航空发动机设计手册200121.宋迎东.高德平发动机机动飞行类综合载荷谱研究[期刊论文]-航空动力学报2002(2)22.TrohaW.StabryllaREffectsofAircraftPowerUsageonTurbineEngineRelativeDurabilityandLife198023.EGD-3.SPEY-MK202发动机应力标准197924.吕文林航空发动机强度计算198825.徐次达.华伯浩固体力学有限元理论、方法及程序198326.陆明万.罗学富弹性理论基础199027.王仁.熊祝华.黄文彬塑性力学基础198228.李仁宪有限元法基础200229.尹泽勇离心叶轮的三维有限元循环对应力分析[期刊论文]-计算结构力学及其应用1987(1)30.《中国航空材料手册》编辑委员会中国航空材料手册200231.姜伟之.赵时熙工程材料的力学性能200032.陈火红.何君毅高压涡轮盘\片接触分析199433.温卫东.高德平接触问题数值分析方法的研究现状和发展1994(05)34.何君毅.林祥都工程结构非线性问题的数值解法199435.叶先磊.史亚杰ANSYS工程分析软件应用实例200336.徐灏疲劳强度199837.SSuresh.王中光材料的疲劳199938.曾春华.邹十践疲劳分析方法及应用199139.熊俊江飞行器结构疲劳与寿命设计200440.谢济洲低循环疲劳手册199241.RLMcknight.JRLaflen.GRHalford.A.KaufmanStructureNon-linearAnalysisandLifeAnalysisofTurbineVane42.王利民涡轮盘蠕变/疲劳寿命预测及试验研究[学位论文]硕士200043.曹凤兰.王旅生.黄庆东.卿华.何云.吴长波.龚梦贤某发动机低压涡轮盘技术寿命研究[期刊论文]-航空动力学报2001(4)44.LFCoffinTheEffectofFrequencyontheCyclicStrainandLowCycleFatigueBehaviorofCastUdimet500atElevatedTemperature197145.GRHalford.TGMeyer.RSNelsonFatiguelifepredictionmodelingforturbinehotsectionmaterials1989(02)46.RAClaudio.CMBranco.ECGomesFatiguelifePredictionandfailureanalysisofagasturbinediscusingthefinite-elemntmethod200447.王通北.陈美英发动机零件的低循环疲劳寿命消耗和循环换算率1995(01)48.宋迎东.高德平定向凝固合金涡轮叶片的低周疲劳寿命研究[期刊论文]-机械工程材料2002(7)49.PaulHWirschingTheApplicationofProbabilisticDesignTheorytoHighTemperatureLowCycleFatigue50.MHohlrieder.HIrretierNumericalstudyofthefatiguelifeofagasturbinebladeintransientoperations199451.斯库巴切夫斯基航空燃气涡轮发动机零件结构与计算195652.陈光航空燃气涡轮发动机结构设计1988相似文献(10条)1.会议论文何训.胡祥松.钟宾涛某涡轴发动机动力一级涡轮叶片断裂失效原因分析2006本文对某发动机动力一级涡轮失效进行较为全面地分析,确认动力一级涡轮盘轮缘部位严重超温是引起涡轮盘榫齿变形伸长,导致工作叶片与涡轮外环碰磨,迫使部分工作叶片脱榫与断裂,是造成发动机涡轮失效的原因.2.学位论文刘轩一种增压器涡轮盘和涡轮叶片短时超温损伤分析2009本文利用扫描电子显微镜(SEM)、光学显微镜(OPM)和X射线衍射仪(XRD)等实验手段，对涡轮盘材料GH2036和涡轮叶片材料K418高温短时时效模拟处理样品进行了微观组织研究，确定出过热损伤组织形貌特征，并对增压器涡轮盘和涡轮叶片热损伤进行了失效原因分析。主要结论如下：(1)模拟高温短时时效研究：①随着短时时效温度升高，K418合金的主要相组成未发生明显变化，仍为γ、γ'和MC相，但γ'相的点阵常数随着时效温度的提高略有增大。②随着短时时效温度升高，K418合金中的γ'开始聚集长大，且不断粗化。当温度超过γ'溶解限时，γ'开始回溶且其数量减少。当时效温度达到1200℃时，局部出现典型的过烧特征-(γ+γ')共晶组织初熔现象。随着时效温度的升高，K418合金基体硬度略有增加。③随着短时时效温度升高，GH2036合金的碳化物沉淀析出区面积逐渐减少，沿晶链状碳化物明显长大。碳化物沉淀区的显微硬度大于非碳化物沉淀区的显微硬度，且随着时效温度的升高，无论沉淀区还是非沉淀区，硬度均呈下降趋势。(2)涡轮盘和涡轮叶片热损伤分析：①失效叶片服役环境温度过高，短时温度超过了合金固相线，使得叶身出现了γ+γ'共晶相回熔、晶界局部熔化和微熔等热损伤现象，降低了叶片的疲劳强度，引起叶片叶身萌生疲劳裂纹，导致其发生多源疲劳断裂。失效叶片的组织形貌与其未损伤样品在1200℃×1h高温短时时效的组织形貌特征相似、硬度也相当。②失效涡轮盘腹板与气封圈之间发生剧烈摩擦，致使涡轮盘摩擦表层温度急剧升高，降低了摩擦表层的屈服强度和断裂强度，最终导致涡轮盘腹板表层径向开裂失效。涡轮盘严重磨损表层的组织形貌与其未损伤样品在1150℃×1h高温短时时效的组织形貌特征相似、硬度也相当。3.会议论文杜金山.苏会和.刘民治新型燃汽轮机三级涡轮叶片与框体断裂失效分析1986该文介绍了我国新型燃汽轮机三级涡轮叶片和框体在试车过程中忽然断裂失效情况和两种高温合金材质调查，并根据金相万能显微镜、扫描和透射电子显微镜测试的结果，分析了该断裂事故的原因，断口属性和燃气腐蚀、氧化引起高温点蚀坑萌生扩展成疲劳微裂纹的断裂过程和机制，提出了预防类似事故再次发生的措施和建议，这对我国试制新型航空发动机有着一定的参考价值。（本刊录）4.期刊论文安喆.陈志英.ANZhe.CHENZhi-ying涡轮盘片多学科优化系统设计与实现研究-机械制造与自动化2010,39(2)针对某型号发动机涡轮转子盘片结构,设计开发了涡轮盘片多学科设计优化系统;实现涡轮叶片、叶冠等部件的优化仿真集成以及优化模型的建立;设计并编写了各功能模块之间的数据存储结构与交换接口,保障了数据传递的准确性;并以涡轮叶片为例进行优化设计,验证了系统的可行性和可操作性.5.学位论文赵霞某涡浆发动机涡轮转子强度与寿命计算2005本文围绕某涡浆发动机涡轮转子部件开展其强度与疲劳寿命的研究工作.采用商用有限元软件建立了该发动机三个涡轮盘、六个涡轮转子叶片的有限元模型,计算了在离心载荷及热负荷下的应力分布,结果表明:(1)三级涡轮盘的最大应力点均位于偏心孔内,三级涡轮盘的强度均满足设计要求.(2)六个涡轮转子叶片的强度均满足设计要求.论文针对第Ⅰ级涡轮右侧转子叶片研究了圆角大小对连接处最大应力的影响,并拟合了应力最大值随圆角变化的曲线,从而为涡轮叶片结构的改进设计提供了参考.论文还对该发动机三级涡轮榫头、榫槽进行了接触应力分析,结果显示涡轮榫头、榫槽处的应力水平较高,第Ⅱ、Ⅲ级涡轮榫槽处已达到局部塑性.采用EGD-3疲劳寿命分析方法对该发动机三级涡轮盘和六个涡轮转子叶片进行了疲劳寿命估算,结果表明:第Ⅱ级盘的偏心孔寿命最低,但也达到了2×10'4以上,而第Ⅰ、Ⅲ级盘的偏心孔疲劳寿命均超过10'5.六个涡轮叶片的疲劳寿命均高于2×10'5.除第Ⅱ级涡轮榫头的疲劳寿命为10'4以外,其余榫头、榫槽的低循环疲劳寿命都超过了2×10'4次循环.6.期刊论文赵四辈GH2132三齿二级涡轮盘榫齿裂纹分析-理化检验-物理分册2003,39(8)对GH2132三齿二级涡轮盘在使用过程中第一榫齿产生的裂纹进行了光学金相和扫描电镜分析.结果表明,该裂纹属于高周疲劳裂纹,疲劳源区无冶金缺陷及加工刀痕.对失效件的化学成分、力学性能以及显微组织进行了检测,其结果均符合技术条件要求.疲劳裂纹产生的原因,是由于二级涡轮盘与二级涡轮叶片榫齿配匹不均匀,在发动机工作时,由于热应力作用,两种材料的线膨胀系数不一样(GH2132合金线膨胀系数大,而GH4037合金线膨胀系数小),使之对盘的榫齿产生相当大的压应力,导致在榫齿配合面上产生了压陷,在交变载荷作用下,在离压陷边缘0.5mm处产生了疲劳裂纹.7.学位论文沈鹏WP8发动机外场载荷谱对一级涡轮盘寿命的影响分析2005针对2003年涡喷八发动机出现的涡轮轮盘榫齿裂纹故障，430厂进行了可能的故障模式分析。在分析的过程中，有人认为“双发交替”改变了原来涡喷八发动机的外场实际载荷谱，将会对涡喷八发动机的低循环疲劳寿命有影响。针对这一问题，本文拟开展研究工作，用科学的计算预测对寿命的影响。本文开展了如下工作：首先在涡喷八发动机外场使用情况调研结果的基础上，确定了用于分析和计算的典型飞行任务剖面为：现在执行“96-N204-02”技术通报的“双发交替”的轰炸任务剖面和以前不进行“双发交替”的轰炸任务剖面。然后用UG软件对涡喷八发动机一级涡轮盘和叶片进行建模和造型。并根据有限单元法理论，应用大型结构分析程序ANSYS软件，对该轮盘在规定任务剖面下，即一定的转速谱和温度条件下的应力-应变进行分析和计算，在进行应力-应变分析时考虑了材料的弹塑性及涡轮盘与涡轮叶片接触等问题。接下来利用Manson-Coffin公式，用等效应力-应变分析计算涡喷八发动机涡轮盘低循环疲劳寿命，再根据线性损伤累积理论计算出两种任务剖面下折合成“0-最大-0”的循环寿命。根据计算结果可以看