燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命预测方法

摘要：

微动损伤使航空发动机榫连接结构疲劳寿命显著降低.以钛合金Ti-6 Al-4V燕尾榫连接结构为例,提出一种适用于复杂结构微动疲劳全寿命预测方法.基于修正的Manson-McKnight方法和多轴疲劳理论,疲劳损伤参数由等效应力参数(ESP)表征,微动疲劳裂纹萌生位置和成核寿命通过有限元分析(FEA)和ESP预测.基于断裂力学理论和最大周向应力准则,提出微动疲劳裂纹扩展数值模拟方法,建立微动疲劳扩展寿命与裂纹长度函数关系,依据裂纹终值长度预测微动疲劳扩展寿命.结果显示:钛合金Ti-6 Al-4 V燕尾榫连接结构微动疲劳裂纹扩展角预测值与实验值均为18°,裂纹生长方向预测值与实验值相符;微动疲劳全寿命(成核寿命+扩展寿命)预测值在实验值的2倍分散带内;最大拉伸载荷对榫连接结构的微动疲劳全寿命影响显著,在相同应力比下,最大拉伸载荷从18 kN变化到24 kN,钛合金Ti-6 Al-4 V燕尾榫连接结构微动疲劳全寿命降低1个数量级.

关键词：航空发动机、燕尾榫连接结构、微动损伤、微动疲劳、寿命预测

所属期刊栏目：46

分类号：V231.91(航空发动机（推进系统）)

资助基金：国家自然科学基金;国家自然科学基金;装备预研项目

在线出版日期：2020-11-13（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共9页

页码：1890-1898