微動導(dǎo)致地疲勞失效是航空領(lǐng)域的一個主要問題。它與普通疲勞相比,通常會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)部件的壽命顯著降低。在航空發(fā)動機(jī)中,微動損傷的位置通常發(fā)生在壓氣機(jī)葉片及輪盤的榫頭榫槽上。由于航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)內(nèi)部溫度高達(dá)500℃,為了確保發(fā)動機(jī)的安全,研究發(fā)動機(jī)鈦合金葉片和輪盤在其工況溫度下的微動疲勞行為是十分重要的。因此,本文開展了榫連接結(jié)構(gòu)高溫低周微動疲勞試驗研究,建立榫連接結(jié)構(gòu)在不同溫度下低周微動疲勞壽命預(yù)測模型。主要的研究工作和研究結(jié)論如下:首先,針對航空渦扇發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉片/輪盤連接結(jié)構(gòu),設(shè)計了一種燕尾榫結(jié)構(gòu)高溫微動疲勞試驗加載裝置。開展了TC11鈦合金在200℃及500℃下的微動疲勞試驗。提出通過動態(tài)應(yīng)變及動態(tài)位移法相結(jié)合的方法實現(xiàn)對燕尾榫結(jié)構(gòu)微動疲勞萌生壽命的監(jiān)測。試驗中發(fā)現(xiàn)微動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磨屑,屬于典型的微動疲勞失效形式。試驗結(jié)果表明:溫度環(huán)境對微動疲勞壽命的影響較為明顯。隨著試驗溫度的升高,試驗件的微動疲勞壽命會逐漸減小。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)測模型,建立了... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：70 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

高溫微動疲勞試驗加熱裝置示意圖

圖 1. 1 高溫微動疲勞試驗加熱裝置示意圖年，Hamdy 和 Waterhouse[5]又對鎳基合金 IN718 的高溫微動疲勞在 280℃及 540℃下接觸區(qū)域的相對滑移幅值為 40μm 時，鎳基氧化膜。但相對滑移幅值為 10μm 時，只有 540℃下形成了氧的相對滑移幅值是鎳基合金表面氧化膜形成的條件。]等人以鈦合金 TC4 為試驗對象，使用紅外線加熱燈對 TC4 在 ，然后通過試驗的手段對試驗件的靜態(tài)摩擦系數(shù)進(jìn)行監(jiān)測。他們靜態(tài)摩擦系數(shù)基本保持一致。作者認(rèn)為這是由于在 260℃下，所導(dǎo)致的。如圖 1.2 所示，作者給出了試驗件在 25℃和高溫情變化曲線。

南京航空航天大學(xué)碩士畢業(yè)論文大學(xué) Gean 和 Farris[7]對具有不同表面處理的鈦合金在 316℃下，不同的表面處理工藝以及潤滑方式對 Ti異。使用噴丸強(qiáng)化后的 Ti-17 試驗件，它的微動疲勞提高大約 60%。作者同時發(fā)現(xiàn) Al-Br 涂層的 Ti-17 試動磨損具有更好的耐磨特性。 Kwon[8]等人使用溫度環(huán)境箱對鎳基合金 IN600 在高驗，其具體的試驗裝置如圖 1.3 所示。研究結(jié)果表強(qiáng)度和微動疲勞強(qiáng)度會有一定的減少，但減少的量和 320℃鎳基合金的微動疲勞壽命比普通疲勞壽命均

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
[1]圓弧端齒結(jié)構(gòu)設(shè)計方法與微動疲勞壽命預(yù)測模型研究[D]. 李愛民.南京航空航天大學(xué) 2015
[2]航空發(fā)動機(jī)榫連接結(jié)構(gòu)微動疲勞壽命研究[D]. 石煒.南京航空航天大學(xué) 2012

碩士論文
[1]圓弧榫連接結(jié)構(gòu)微動疲勞壽命預(yù)測模型研究[D]. 李奇璇.南京航空航天大學(xué) 2015



本文編號：3590995