某型发动机涡轮叶片的蠕变寿命分析
航空发动机涡扇叶片的疲劳寿命分析
航空发动机涡扇叶片的疲劳寿命分析第一章引言航空发动机作为现代飞行器的核心部件，承载着巨大的压力和负荷，其涡扇叶片的疲劳寿命分析对于确保发动机的安全可靠运行至关重要。
本文旨在对航空发动机涡扇叶片的疲劳寿命进行深入分析，以便提出有效的措施来延长其使用寿命，保障航空安全。
第二章疲劳行为分析2.1 疲劳破坏及机理疲劳破坏是指物体在反复受到加载时产生的损伤或破坏。
对于航空发动机涡扇叶片来说，由于其长时间运行和频繁振动，易产生疲劳破坏。
疲劳破坏的机理主要是由于应力集中、载荷的频率和幅度等因素造成的微裂纹逐渐扩展，最终导致叶片的破坏。
2.2 疲劳寿命预测疲劳寿命预测是指通过分析发动机工况和叶片材料的特性，预测叶片在特定工作状态下的疲劳寿命。
疲劳寿命预测可以采用SN曲线法、应力周次法、寿命分布函数法等方法。
这些方法可以根据叶片在工作环境中所受到的载荷和应力情况，推算出其预期使用寿命。
第三章疲劳寿命分析方法3.1 数值模拟方法数值模拟方法是通过建立叶片的有限元模型，使用计算机软件对叶片在不同工况下的应力分布进行模拟和分析。
通过数值模拟方法，可以较为准确地预测出叶片在不同工作状态下的疲劳寿命，并找出潜在的疲劳破坏部位，提供对叶片结构的优化建议。
3.2 试验方法试验方法是通过对叶片进行加载实验，测量叶片的应力和振动响应，进而确定叶片的疲劳寿命。
试验方法可以通过加速疲劳试验、频率响应试验等手段来模拟叶片在工作状态下的实际受力情况，从而获得准确的疲劳寿命数据。
第四章影响因素分析4.1 材料性能因素叶片材料的性能直接影响其疲劳寿命。
材料的强度和韧性是影响叶片疲劳寿命的关键因素，材料的选择和处理工艺应该合理，以提高叶片的耐疲劳性能。
4.2 工作环境因素航空发动机工作环境对叶片的疲劳寿命有着直接影响。
工作温度、气流速度、振动等都会对叶片的应力分布产生影响，因此对叶片的疲劳寿命进行分析时，必须考虑这些工作环境因素。
第五章疲劳延寿措施5.1 结构优化通过对叶片结构的优化设计，减小应力集中区域，提高叶片的均匀性，以提高叶片的疲劳寿命。
航空发动机涡轮叶片疲劳寿命及可靠性分析
2023-11-04•引言•航空发动机涡轮叶片概述•航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析•航空发动机涡轮叶片可靠性分析•航空发动机涡轮叶片可靠性验证与实验目•研究结论与展望录01引言研究背景与意义航空发动机涡轮叶片是发动机的核心部件，其性能直接影响到发动机的性能和安全性。
涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性是评估其性能的重要指标，对于保证发动机的安全运行具有重要意义。
随着航空发动机技术的不断发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的要求也越来越高，因此需要进行深入的研究。
国内外对于航空发动机涡轮叶片疲劳寿命及可靠性的研究已经开展了多年，取得了一定的研究成果。
目前的研究主要集中在材料选用、结构设计、表面处理等方面，以提高涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性。
随着计算机技术和数值模拟技术的发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的分析已经越来越精确，对于发动机的设计和优化具有重要意义。
研究现状与发展02航空发动机涡轮叶片概述涡轮叶片的结构涡轮叶片由叶身、叶根和榫头等组成，叶身是工作部分，叶根是连接部分，榫头是定位部分。
涡轮叶片的功能涡轮叶片是航空发动机的关键部件之一，负责将高温高压的气体转化为机械能，为飞机提供动力。
涡轮叶片的结构与功能涡轮叶片的工作环境涡轮叶片需要在高温、高压、高转速的恶劣环境下工作，最高温度可达1000℃以上，最高转速可达每分钟数万转。
涡轮叶片的工作工况涡轮叶片需要承受周期性变化的应力、应变，以及气动力、热力等多种复杂因素的影响。
涡轮叶片的工作环境与工况涡轮叶片一般采用高温合金、钛合金等高性能材料制造。
涡轮叶片的材料涡轮叶片的制造工艺主要包括铸造、锻造、热处理、表面处理等环节，其中精密铸造和等温锻造是关键环节。
涡轮叶片的制造工艺涡轮叶片的材料与制造工艺03航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析03基于有限元分析的预测模型利用有限元分析软件，对涡轮叶片进行应力分析，预测不同工况下的疲劳寿命。
疲劳寿命预测模型01基于材料性能参数的预测模型考虑材料性能参数，如弹性模量、屈服强度、抗拉强度等，建立疲劳寿命与材料性能之间的数学关系。
涡轮叶片蠕变寿命预测方法研究
ｌ ｇｏ 一 口 十 ６ 十 ｆ７’ ｏ ， ， 十 ａ ７． （３ ）
１ 蠕 变寿命 分析 的基本 方法
１１ 拉森一 勒 （— ） ． 米 Ｌ Ｍ 法
拉 森一 米勒 法 又称 参 数法 ， 个 方 法 的 主要 设 想 这
式 中 ， … ｄ 为材 料 常数 ． 如 果 知道 这 些 材 料常 ｎ ｂ、
பைடு நூலகம்
材料 的蠕 变 常数 ， 合 某航 空发 动 机 单 晶涡轮 叶 片 的蠕 变行 为 ， Ｉ Ｍ 法 、 结 用 一 ０法 和改 进 的 ０法进 行
了蠕 变 寿命 预 测 ， 并进 行 了热 弹 塑性 蠕 变计 算． 所得 结 果 对 工程 应 用 是有 参 考 价 值 的． 关键 词 ： 变 ；寿命 预 测 ；涡 轮 叶 片 蠕
中图 分 类号 ： ３ ． １ Ｖ２ １ ９
文 献 标 识码 ： Ａ
７’１ ＋ Ｃ ） Ｐ （ ） （ｇｔ ＝ ・ （１ ）
衡 量 材 料 蠕 变 的 两 个 指 标Ｌ ， 个 是 持 久 强 度 １一 ］
又 称蠕 变 破 坏 强 度 ， 从 寿命 角 度提 出 的指 标 ， 材 是 把
３ ４ 值 ， 而 由（ ） 、） 从 ２ 式得 到 该 温 度和 应 力 下 的蠕 变 曲 线， 以及 给 定蠕 变 应 变 ｅ 或 蠕 变断 裂 时所 达 到 的
规 律 ， 标 准 的 蠕 变 曲线 看 成 是 由 衰 减 的 第 一 阶 段 把 和 加 速 的 第三 阶段 的 总和 ， 因此 ， 准 的 蠕 变 曲线 可 标
以用 以 下方 程 表 示 ：
￡ 岛一 ￡ 一 ｌ １ ｅ ０ ） 一 ０ （ 一 － ７ 十 （ 一 １） Ｐ
．
飞机发动机涡轮叶片的疲劳寿命分析
飞机发动机涡轮叶片的疲劳寿命分析引言：飞机发动机是现代航空工业的重要组成部分，其关键组件之一便是涡轮叶片。
涡轮叶片是飞机发动机的能量转换场所，其工作过程特殊，容易受到高温、高速、高压等多种因素的影响，从而造成疲劳，影响发动机的寿命。
因此，对涡轮叶片的疲劳寿命进行深入研究，对于提高飞机发动机的性能与可靠性具有十分重要的意义。
一、飞机发动机涡轮叶片的工作原理飞机发动机涡轮叶片的工作原理是基于压气机对空气进行压缩，然后喷入燃料进行燃烧，再通过涡轮推进飞机的运动。
涡轮叶片通过高速旋转，将高温高压气体转换为机械能，从而为飞机提供动力。
同时，还需要抵抗高速气流对其的冲击和高温环境的影响，因此需要具有优异的耐久性和适应性。
二、涡轮叶片的疲劳寿命分析涡轮叶片长期在高温、高压、高速的复杂工况下工作，容易发生疲劳裂纹，最终导致失效。
因此，涡轮叶片的寿命评估与疲劳分析是决定其性能与可靠性的基础。
1. 疲劳寿命的定义与意义疲劳寿命指的是在一定应力水平下材料能够经受循环应力数量的次数，达到裂纹产生或者失效的寿命。
对于涡轮叶片而言，其疲劳寿命的长短决定了其使用寿命和可靠性。
2. 疲劳分析的方法与步骤疲劳分析主要包括以下步骤：（1）选择适当的材料和载荷针对不同类型的涡轮叶片，需要选择适合的材料和考虑到所承受的不同载荷，例如温度、离心力、气流冲击等。
（2）建立疲劳分析模型可以使用有限元模拟和试验验证等方法，建立涡轮叶片的疲劳分析模型，预测其受力状态和裂纹扩展情况。
（3）确定应力循环范围应力循环的范围是影响涡轮叶片疲劳寿命的重要因素，需要根据试验数据和数值模拟结果进行分析，确定精确的应力循环范围。
（4）评估疲劳寿命根据确定的载荷和应力循环范围，使用疲劳寿命试验或者数值方法进行计算，得到涡轮叶片的疲劳寿命，评估其可靠性和寿命限制。
3. 影响涡轮叶片疲劳寿命的因素涡轮叶片疲劳寿命受到多种因素的影响，主要包括以下方面：（1）材料性质：选择材料的硬度、强度、韧性、疲劳裂纹扩展性等都会影响涡轮叶片的耐久性和适应性。
涡轮叶片蠕变寿命预测方法研究
涡轮叶片蠕变寿命预测方法研究涡轮叶片是涡轮机的重要组成部件之一，它的表面强度和耐磨性决定着涡轮机的性能。
随着涡轮机运行时间和负荷等因素的改变，叶片的表面会受到热循环、摩擦和应力腐蚀等损伤，从而使叶片结构发生改变，影响叶片寿命和叶片性能。
为了解叶片的性能变化，近年来，随着计算机技术的发展，研究者开始研究模拟涡轮叶片表面蠕变的变化，以准确预测叶片的耐久性能。
涡轮叶片蠕变是一种叶片表面老化的重要形式，它是由于叶片面积受到持续应力腐蚀表面弯曲所致。
常见的蠕变包括膨胀蠕变、沉积蠕变和拉伸蠕变。
它们都是由表面细节改变引起的，可以通过观察叶片表面微观结构或通过偏光技术来检测。
现有的涡轮叶片蠕变预测方法主要分为实验数据和数值模拟两大类。
实验数据的涡轮叶片蠕变寿命预测方法通常是基于叶片整体表面材料结构及其力学性能的研究，例如经典的应变率-应力曲线、抗拉强度-应力曲线等。
然而这种方法有一个缺点，它无法考虑蠕变期间叶片表面细节的微观改变。
另一种预测方法是基于数值模拟的，它以空气中的热循环腐蚀环境作为基础，使用黏弹性模型对叶片表面形变和损伤进行模拟，以断裂点的数量和平均比表面积的损失率作为叶片蠕变的评价指标。
为了准确预测涡轮叶片的耐久性能，研究者们正在尝试开发更有效的涡轮叶片蠕变寿命预测方法。
蠕变寿命预测方法至关重要，它不仅可以用于叶片在设计时更好地发挥作用，还可以避免在运行时爆发破坏性损伤。
研究者们正在试图综合考虑叶片的材料结构和表面特征，并借助数字技术来实现精确的叶片蠕变预测。
涡轮叶片蠕变寿命预测是一项技术性和缜密的工作，它需要研究者们对叶片材料结构、表面特征和蠕变机理有较深入的了解，并掌握丰富的实验和实践经验。
综上所述，准确预测涡轮叶片蠕变寿命仍然是一项重要而艰巨的任务，此外，叶片蠕变预测也应考虑表面细节、叶片材料、应力腐蚀环境和温度，以确保叶片的安全性能和长寿命。
而言之，涡轮叶片蠕变寿命预测是一项重要的研究工作，它有助于更加准确、便捷和有效地将叶片从设计到应用。
某军用飞机发动机涡轮叶片寿命模型的研究与优化
某军用飞机发动机涡轮叶片寿命模型的研究与优化一、绪论随着空中作战的日益频繁，军用飞机的发动机寿命成为了一项至关重要的研究课题。
其中，涡轮叶片是发动机的核心部件之一，其性能直接影响着发动机的寿命和性能。
因此，建立可靠的涡轮叶片寿命模型并对其进行优化，对提高军用飞机的安全性、可靠性和经济性具有重要意义。
二、涡轮叶片寿命模型的研究1.涡轮叶片寿命模型的基本内容涡轮叶片寿命模型的基本内容包括：材料疲劳裂纹扩展模型、裂纹发展速度模型、失效判据模型和应变分布模型等。
其中，裂纹发展速度模型是涡轮叶片寿命模型的核心，也是影响模型准确度和可靠性的关键因素。
2.涡轮叶片寿命模型的研究方法涡轮叶片寿命模型的研究方法主要包括：试验研究、数值模拟研究和理论分析研究。
其中，试验研究是涡轮叶片寿命模型研究的基础，通过试验获取涡轮叶片的应力应变数据和疲劳损伤数据。
数值模拟研究则利用有限元分析等数值计算手段对涡轮叶片的应力应变分布和疲劳损伤进行模拟和预测。
理论分析研究则运用力学分析和材料力学等原理，建立起涡轮叶片寿命模型的理论基础。
3.涡轮叶片寿命模型的限制因素涡轮叶片寿命模型的限制因素主要包括涡轮叶片材料的特性、受力条件、疲劳性能和复杂的工况环境等。
在建立涡轮叶片寿命模型时，需要充分考虑这些因素的影响，以提高模型的准确度和可靠性。
三、涡轮叶片寿命模型的优化1.涡轮叶片寿命模型的优化方法涡轮叶片寿命模型的优化方法主要包括：涡轮叶片设计优化、材料性能优化、受力条件优化和工况环境优化等。
其中，涡轮叶片设计优化是涡轮叶片寿命模型优化的重点，通过优化叶片形状、厚度和结构等参数，提高涡轮叶片的疲劳强度和耐久性。
2.涡轮叶片寿命模型的优化效果涡轮叶片寿命模型的优化效果主要表现在提高发动机的可靠性和经济性、减少故障率和维修成本等方面。
经过多次优化，涡轮叶片的寿命也会得到显著的延长，提高军用飞机的作战能力和安全性。
四、结论通过对某军用飞机发动机涡轮叶片寿命模型的研究和优化，可以提高军用飞机的可靠性和安全性，降低维修成本和故障率，对于保障军队的战斗力和野战能力具有重要的意义。
某航空发动机低压涡轮叶片蠕变-疲劳交互作用寿命预测
For Many components servicing at high temperature, their fatigue properties will be obviously lowered under cyclic loading. In general, fatigue is named as high temperature fatigue when the working temperature is higher than the critical temperature of creep. If the temperature exceeds 0.5Tm, where Tm is the material melting point, the material intensity will drop remarkably due to creep-fatigue interaction. Aeroengine turbine blades are on service in high temperature and pressure gas surroundings. Its working reliability will affect the flight security and the aeroengine service life. Developing with continuous raising of the thrust-weight ratio and gas temperature before the turbine, creep-fatigue interaction failure has become one of the main failure modes for hot section components in aeroengine. Therefore, it has very important theoretical significance and application value to precise life prediction for turbine blades under creep-fatigue interaction. In this thesis, the development of the domestic and international creep-fatigue life prediction researches was overviewed. According to the complex loading conditions of turbine blades, on the basis of the latest research results, the life prediction method under creep-fatigue loading was studied deeply by combination of the experimental research and theoretical analysis. The main contents of the thesis are as follows. (1) For the following life prediction of turbine blades, it did some experiments for GH4049 supperalloy. Namely, creep test at high temperature, strain-rate sensitivity under simple tensile and low-cycle fatigue loading. Through the experiment research, it established the constitutive equation for a few temperatures and the constitutive equation with temperature variable. The research also gave the strain-rate sensitivity － III －
航空发动机涡轮叶片的材料研究及其疲劳寿命分析
航空发动机涡轮叶片的材料研究及其疲劳寿命分析第一章介绍航空发动机涡轮叶片是飞机发动机中耗能最大的部件之一，其工作环境苛刻，必须承受高温高压气流的冲击和腐蚀，同时还要经受高速旋转和低频振动等多种负荷。
为了确保航空安全和提高发动机工作效率，研究航空发动机涡轮叶片的材料和疲劳寿命分析已成为当前的热点和重点研究方向。
本文将从材料的角度出发，对航空发动机涡轮叶片的材料研究及其疲劳寿命分析进行介绍和探讨。
第二章航空发动机涡轮叶片的材料类型航空发动机涡轮叶片的材料种类主要包括高温合金、复合材料和钛合金等。
其中，高温合金因其高强度和高温抗氧化能力被广泛应用于航空发动机涡轮叶片的制造中。
高温合金主要由镍、钴和铁等金属及其氧化物、碳化物和硼化物等多种元素组成，具有良好的高温性能和热膨胀性能。
复合材料由纤维增强材料和基体材料组成，常用的纤维增强材料有碳纤维、玻璃纤维和有机玻璃纤维等，基体材料有环氧树脂和聚酰亚胺等。
复合材料具有高强度、轻重量、抗疲劳性能好等优点，已被广泛应用于航空发动机涡轮叶片的制造中。
钛合金因其强度高、密度小、热膨胀系数低等优点，也被广泛应用于航空发动机涡轮叶片的制造中。
选择适合的材料种类能够提高涡轮叶片的工作效率和寿命，因此在涡轮叶片的材料选择上应该根据具体要求进行综合考虑。
第三章航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析航空发动机涡轮叶片的工作环境复杂，因此经常受到复杂的载荷作用，导致其出现疲劳损伤，从而影响其工作寿命。
因此，疲劳寿命分析是涡轮叶片研究中重要的一环。
疲劳寿命分析的基本原理是通过对涡轮叶片在工作过程中所受到的载荷进行分析，得到其应力分布，然后对其进行疲劳寿命的估计。
航空发动机涡轮叶片的疲劳寿命分析一般采用有限元方法和试验方法两种途径。
有限元方法是在计算机上通过数值方法对涡轮叶片的载荷和应力进行模拟，然后对其进行疲劳寿命分析。
试验方法是通过对涡轮叶片的实验测试来得到其在工作过程中的载荷和应力，然后对其进行疲劳寿命分析。
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２４ 离 心载 荷和 温度场 综 合分析 ．
由图 ７叶片 变形 情 况 、 图 ８叶 身 等 效应 力 云 图
以及 图 ９叶片等效应力云图综合分析 ，叶身部分应 力主要集中于叶身与叶冠接触部分 、叶身与榫头接
温度（ ℃）
触部分 ，即应力危险 区域主要分 布于涡轮 叶片上 ３
个 部位 ：
摘 要 ： 对某型航 空发 动机 的涡轮 叶片 ， 针 开展 了应力计算 ， 进行 给定转速和 温度场条件 下的弹 塑性有限元分析 ， 到应 得
力场； 对叶片上的危险位置和最大应力值进行分析 ， 计算提高工况时的涡轮叶片的应力场， 分析温度场提高和转速提高
对叶身应力分布的影响和最 大应 力值 的变化程度 ； 对温度场 和离心栽荷分析计算的结果 ， 针 对于涡轮 叶片结构设计 、 故
，
００， ． ０ 共计划分单元数 ４ ２ 个 ， ８ ５３７ 节点数 ８ ８ ７ ４ 个。 ５
将 Ｈ ｐｒｍ ｓ ｙｅ ｅｈ的 网格 模 型 导 入 Ａ ｓｓ软 件 中 ｎｙ
２３ 载 荷施 加 ．
（） １ 离心 载荷 。在 叶片模 型上施 加 绕 轴 的
时， 进行涡轮叶片的应力分析。由于使得导人的模型
１ ２ ． ｄ 旋转角速度， ３ １ａ／ ３ ６ｒ ｓ 使得叶片产生离心拉应力。 在叶背位置出现明显缺块和网格划分单元品质不高 （） ２ 温度载荷。选取 叶身部位的关键截面温度 ， 等原因 ，选择 ｓ ｉ１７ ｏ ｄ８ 以及 ｃｍ ｉｌ 单元对实 际模 如表 ２ ｌ ｏｂ ４ ｎ 。 型 网格划分进行修正 ，共计 ２ ８ ３ ６ 单元 ， ｌ １７ ２ ｓ ｉ ８ 单 ０ｄ 表 ２ 关键截面温度数据 元数 ２ ， ４个 ，ｏ ｂ ｌ 单元数 ２ 个 ， ３２ ４ ｃｍ ｉ ４ ｎ ４ 整个有限元 模型共计 ４ ７ ２ 个节点 ， ３ 如图 ２ 所示。
障预防 维修 以及航 空发动机整￣ － 靠性有重要意 义。 ｑ ． －
关键词 ： 涡轮 叶片 ； 应力分析 ； 有限元 ； 数值模拟
中图 分 类 号 ： ２ １ Ｖ ３ 文 献 标识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：６ ２ ５ ５ （ ０ ２ ０ － ０ ５ ０ １ ７ — ４ Ｘ ２ １ ）６ ０ ０ － ４
形 ， 座 台与 叶冠施 加轴 向约 束 （ 图 ６ 。 在 如 ）
３ ０ ４ ０ ６ ｏ ７ ０ ９ Ｏ １０ ０ ０ ５ ０ ５ Ｏ ５
温度（ ℃）
图 ３ Ｒ ｎ ’０材 料的温度 一弹性模量 曲线与导热系数 曲线 ｅ ｅ８
图 ６ 叶 片 约 束 施 加 情 况
４ ６７ ５ ．９
应力危险区域最大应力
４ Ｉ１ ０ ．ｌ ４ ３１ ３ ．９
温度最高处 榫头连 接处 叶冠连接处
安全系数
Ｉ ３ ．４ ２
Ｉ ２ ．７ ４
１ ５ ．３ ３
因此实 际叶片工作状态下叶身部分应力水平处 ８０～９０ｏ之 间的屈 服极 限视为 线 性变 化 ，则 可得 于 较为 安全 的范 围 。 ５ ０ Ｃ
收 稿 日期 ：０ ２ ０ — ９ ２ １ — ３ １ 作者简介 ： 柯铭 亮（ ９７ ） 男 ， １８ 一 ， 福建福州人 ， 助理工程师 ， 本科学历 ， 研究方向为机械 制 ｔ ｎ ｅ ｈ ｏ ｏ ｙ Ｎ ． ２ １ ｑ ｉ ｍｅ ｔ ｎ ｆ ｃｒ ｇ Ｔ ｃ ｎ ｌ ｇ ｏ ６ ０ ２ ｉ
冠部分由于约束作用 ， 会产生应力集 中， 同时 由于温
图 １ ２
叶尖截面等效应 力云 图
但在叶片最高温部位（ 图 １ 所示 ）高温使得 如 ３ ， 度分布不同 ， 引起热应力。工作载荷会使此处产生较 大塑性变形 ， 而使应力重新分布 ， 对叶身寿命产生较 材料性能恶化 ， 虽然此处应力并非最大值 ， 但相对叶 根、 叶尖部分 ， 此处安全系数低 ， 危险程度大。 大 的 影 响。
极 限为 ４ ５ １ ａ ９ ．４ＭＰ 。
８９． ７７ ４ ３ 【 ４４ ３ ｌ ０３ ．
（） ３ 在实 际叶片模 型上施加 的约束 。 如下 ３ ： 有 项
一
是在各个榫头上齿接触面施加沿径向约束 ； 二是 由于涡轮叶片工作状态下相互抵紧 ，在座
台与叶冠施加周 向约束 ； 三是 为 了防 止 叶片 在离 心 载 荷 作 用下 的翘 曲变
《 装备制造技术） ０２ ２ １ 年第 ６ 期
某型发 动机涡轮叶片的蠕变寿命分析
柯 铭 亮 杨伟锋 ， 丁玉亭 薛伦生 ’ ， ， ， ／
（． １ 空军工程大学 导弹学院， 陕西 三原 ７ ３０ ；． １８０ ２ 解放军 ９７４ 队装备处 ， ３０ 部 北京 通州 １１４ ） ０ １９
ｕ（ 、 ｙ 航空发动机涡轮叶片构件 ， 长期在高温和循环载 算 。主要使用的软件包括 ： Ｇ 建立实体模型 ）Ｈ — ｅｍ ｓ ￣模型进行 网格划分 ） ｈ 以及 Ａ ｓ Ｓ 进行仿 ＮＹ （ 荷共同作用下工作 ，疲劳 一蠕变交互作 用导致的断 ｐｒ ｅ （ 。 裂， 是此 类 热锻构 件 失效 的主要 原 因【 而对 于航 空 发 真模拟计算 ） ｌ 】 。
温 度（ ℃）
图 １ １
温度 一屈 服 ／ 限应 力曲线 极
叶身部分最大应力出现于叶尖截 面 ，应力值为
４ ６７ ａ如 图 １ 所 示 。 ５ ． ＭＰ ， ９ ２
（） １ 叶身与榫头接触部位。 此处为叶身部分受到 离 心 载 荷最 大 的部 位 ，由于 约束 作 用会 产 生应 力 集 中还有弯曲应力 、 扭转应力存在 。而且叶身部分与榫 头部分温度分布相差较大 ， 进而引起很大的热应力 。 （） ２ 叶身与叶冠接触部位。此处叶身较薄， 与叶
２２ 材 料 属性 ．
涡轮 叶片所使用 的金属材料 为在 Ｒ ｎ ’０ ｅｅ８ 基础 上 ， 当提高合金元素铝和钛 的含量 ， 适 并添加合金元 素铌发展而成的以 Ｎ —ｃ 固溶体为基体 、有较高的 ｉ ｒ 热强性 、 良好 的综合性 能、 足够 的抗氧化性能和满意 的组 织稳 定 性 ， 于耐 高温 的强 韧化材 料 。 属 在Ａ ＳＳ Ｎ Ｙ 中输人材料参量。密度 Ｄ ｎ ， ｅｓ泊松 比 Ｐ Ｘ 弹性模量 Ｅ 导热系数 Ｋ ｘ 如 图 ３ Ｒ Ｙ， Ｘ， ｘ （ 所示 ） ， 热膨胀 系数 Ａ Ｐ （ 图 ４ ＬＸ如 所示 ）比热容进行有 限元 ，
（） ３ 叶身温度最高部位。 此处产生离心应力水平 中等 ， 由于 高 温会 使 得材 料 性 能 的改 变 ， 易 产生 但 容 较大的危险。 由图 ｌ Ｏ叶片温度分布情况可 以看出 ， 叶身与榫 头 接 触 部 位 以 及 叶 身 与 叶 冠 接 触 部 位 的 温 度 在 ８０ ８ ０℃之间 ， ３～ ７ 为提高安全性 ， ８ＯＣ 以 ７ ｑ标准进行
分 析计 算 。
图 １ 叶身最 高温度截面应 力云 图 ３
；
图 １ 叶 片 温 度分 布 情 况 ０
在实际 叶片工作载荷条件下 ，叶身部分较为安 全， 各部分最大应力都没有超过屈服极限 ， 安全系数 较为合理 ， 如表 ３ 。
表３
应 力 （ ａ ＭＰ ）
～ 一～ ．
＝
蕾
…
将关键截面温度分布与实际工作温度场进行 比
｛ ｌ
图２ 涡 轮 叶片 有 限元 模 型
对发现 ，利用关键截面的温度数据所施加的温度场 与实际工作温度场 的差别属于允许范 围内 （ 图 ５ 如 所示 ）可 以利用这组数据进行温度载荷的施加。 ，
； 一实际工 作温 度场 ； ～
，
Ｌ：＝ ：＝ 壤蘸再豫 触 ｆ ＝＝ ＝ ＝
＼
Ｉ
｛
５Ｏ Ｏ
６０ ０
７０ ０
８ｔ ０｝
９０ ０
ｌ０ ０ ０
Ｉ１０ ０
分析的准备。
表 １ 材 料 参 量
温度 ， ℃
图 ５ 温 度 场 加 载 对 比情 况
密 （／ ） 比 容Ｃ ｌ 泊 度Ｐｋｍ １ 热 松比 ｇ３
响飞行安全ｌ以及发动机的使用寿命［］ 生 ２。 － ５ 因此 ， 对于涡轮叶片蠕变寿命 的研究 ， 将对提高 涡轮 叶片设计 以及航空发 动机整体可靠 性提升 ， 都 有十分显著的作用 。
图 １ 有 限 元分 析流 程
１ 研 究 方 法
２ 涡轮叶片的有 限元分析
通 过采用 比较研 究法 以及数 值模 拟 的研 究方 ２ １ 有 限元模 型 ． 法， 对涡轮叶片进行模拟计算 ， 利用 已选择 的蠕变寿 首先利用 Ｕ Ｇ软件 建立某型航空发动机涡轮叶 命预测方法 ， 对所 给的叶片模型进行计算模拟 ； 首先 片部件的几何模型。根据分析问题的需要 ， 叶片模 对 对 所 给 的模 型进 行合 理 的简 化 ，根 据 叶片 的结构 特 型采用 一定 的简化措 施 。研究 过 程 中 ， 点考 察 叶身 重 点 和 载荷 分 布 划 分 网格 ， 导人 Ａ Ｓ Ｓ进 行 模拟 计 部 分 负 载情 况 ，对 榫 头 和轮 盘 榫槽 间 的摩 擦 力 不 做 再 ＮＹ 算 。对 叶 片进行 热 分 析 以及 应 力分 析 。 关 注 ， 榫槽 部 位 做简 化 处理 ， 略一 些 非关 键 部 位 对 忽 （） １ 热分析 。选取最高温度作为主要计算状态。 小 的销 钉孔 以及 小 的倒 角 。 由涡轮叶片的热源和结构 ，在有限元模型 中构成热 将 叶片模型通过 Ｐｒ ｏ ｄ ａ ｓｌ 格式从 Ｕ ａ ｉ Ｇ导入 Ｈ — ｙ 边界 条 件进 行模 拟 计算 。 ｐｒ ｅ 软件 中， ｅｍ ｓ ｈ 使用 四面体网格和六面体 网格 的混 （ ） 力 分 析 。 由资料 中可 以得 到 叶片 的载 荷 ， 合 网格划 分 ， ２应 在保 证精 度 的 同时大 大减 少 了工作 量 。 并结合飞行状态计算 ，可知各个状态下的温度场和 混合 网格模式下 ， 利用三维 ２ 节点六面体单元 ０ 应力载荷 ， 进而进行有限元分析。计划选取温度最高 与 １ ０节点 四面体单元综合分网 ， 两种单元过渡处为 部位 、叶根叶背叶尖 、叶身应力最大点进行考核计 金字塔单元 ；单元大小为 １ ０ ，最小单元大小 为 ．０ ０