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行业新闻

航空发动机疲劳寿命预测常用方法

作者:钢研纳克 来源: 时间:2022-06-08 11:22:50 浏览次数:

零部件从投入使用到疲劳断裂的寿命,由裂纹萌生寿命和裂纹扩展寿命两部分组成。工程上定义的裂纹萌生寿命是是指产生一个工程可检裂纹 (~0.76mm) 所经历的循环数,从萌生到扩展至断裂的寿命即为裂纹扩展寿命。

 

一般情况下,疲劳寿命预测主要指估算结构的裂纹萌生寿命,裂纹扩展寿命一般通过基于断裂力学理论的裂纹扩展模拟进行估算。疲劳寿命预测方法很多,从基本原理来讲,可分为名义应力法、局部应力应变法、能量法、场强法等,航空发动机中用的比较多的主要是名义应力法和局部应力应变法。

名义应力法以应力为控制参量,假设对任一构件(或结构细节或元件),只要应力集中系数KT相同,载荷谱相同,它们的寿命就相同。由于目前结构应力分析普遍采用有限元方法,所获得的应力值都是局部应力,一般情况下不会通过名义应力和应力集中系数进行寿命估算,因此,名义应力法应该称为基于应力的方法更为合适。局部应力应变法以应变为控制参量,认为若一个构件的危险部位(点)的应力-应变历程与一个光滑试件的应力-应变历程相同,则寿命相同。

下图给出了基于应力的方法和局部应力应变法,进行寿命预测的基本流程,主要的区别是:基于应力的方法采用了弹性应力分析结果和应力-寿命曲线;而局部应力应变法需要计算结构的局部应力应变历程(弹塑性修正或非线性有限元方法),损伤计算采用了材料的应变-寿命曲线。


寿命预测流程

 

下图给出了NASA用于航空发动机部件寿命预测的工具框架,其基本思路与传统的应力方法是相似的,但是在细节处理上则有很大不同,比如传统寿命预测方法中,循环计数一般采用应力或应变雨流计数法,而NASA的工具中则采用了基于损伤的计数方法,以此捕捉飞行循环中较大损伤。


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