基于損傷力學(xué)的輪盤(pán)結(jié)構(gòu)疲勞-蠕變損傷分析及壽命預(yù)測(cè).pdf

1、航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的心臟，其壽命成為制約整機(jī)壽命的關(guān)鍵所在。在壽命管理中，關(guān)鍵零部件的壽命可以作為判斷整機(jī)壽命的重要因素。因而航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的關(guān)鍵部件的壽命是影響整機(jī)壽命的關(guān)鍵。本文主要是以航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件渦輪盤(pán)作為對(duì)象，在損傷力學(xué)的基礎(chǔ)之上，考慮在疲勞失效、蠕變失效以及疲勞-蠕變交互作用下的損傷演化模型以及壽命預(yù)測(cè)模型。
　　首先，以連續(xù)損傷力學(xué)理論為基礎(chǔ)，提出了一種非線性的疲勞累積損傷模型。該模型基于金屬材料滿(mǎn)足的各向同性的損

2、傷假設(shè)，結(jié)合熱力學(xué)基本理論，考慮損傷過(guò)程中材料耗散勢(shì)的變化，將引起金屬材料疲勞斷裂的塑性應(yīng)變作為損傷的來(lái)源，利用Manson-coffin方程，將損傷引入塑性應(yīng)變中，經(jīng)過(guò)數(shù)學(xué)推導(dǎo)建立了疲勞累積損傷模型以及相應(yīng)的壽命預(yù)測(cè)模型。選取S-ε曲線面積的變化作為損傷變量，結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)用鎳基變形高溫合金 GH4169(GH169)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)提出的疲勞累積損傷模型進(jìn)行驗(yàn)證，同時(shí)驗(yàn)證壽命預(yù)測(cè)模型。
　　其次，提出了以損傷力學(xué)為基礎(chǔ)的蠕變

3、損傷演化模型和蠕變斷裂壽命預(yù)測(cè)模型。該模型結(jié)合Norton定律以及Lemaitre提出的多軸蠕變損傷模型，利用損傷力學(xué)中有效應(yīng)力的定義，將損傷引入到蠕變演化過(guò)程中，建立了蠕變損傷演化模型以及蠕變斷裂壽命預(yù)測(cè)模型，同時(shí)得到金屬材料蠕變-時(shí)間關(guān)系函數(shù)。選取蠕變過(guò)程中應(yīng)力松弛的變化作為損傷變量，結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)用鎳基變形高溫合金GH4169(GH169)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)提出的蠕變損傷演化模型、蠕變斷裂壽命預(yù)測(cè)模型以及蠕變-時(shí)間關(guān)系函數(shù)進(jìn)行驗(yàn)證

4、。
　　最后，以疲勞累積損傷模型和蠕變損傷演化模型為基礎(chǔ)，采用損傷力學(xué)處理疲勞-蠕變交互作用問(wèn)題的基本方法，利用循環(huán)數(shù)和蠕變時(shí)間之間的關(guān)系，引入描述損傷過(guò)程的疲勞-蠕變交互作用的影響，建立了疲勞-蠕變交互作用下的損傷演化模型。在研究疲勞-蠕變交互作用壽命預(yù)測(cè)模型時(shí)，引入描述疲勞-蠕變交互作用的影響因子，建立了疲勞-蠕變交互作用的壽命預(yù)測(cè)模型。結(jié)合航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)用鎳基變形高溫合金 GH4169(GH169)試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)提出的損傷演化