【摘 要】
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碳化硅颗粒增强铝基复合材料由于力学性能优异且容易制备,在航空航天领域的应用越来越广泛。目前已经应用到航空发动机压气机静子可调导流叶片上,叶片的振动疲劳损坏是常见的故障,针对碳化硅颗粒增强铝基复合材料叶片等复杂结构开展疲劳强度及疲劳寿命研究具有重要的理论意义和工程价值。针对具有非均匀应力场的SiCp/Al复合材料结构,基于SiCp/Al复合材料的疲劳寿命及疲劳强度等疲劳性能,建立SiCp/Al复合材
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碳化硅颗粒增强铝基复合材料由于力学性能优异且容易制备,在航空航天领域的应用越来越广泛。目前已经应用到航空发动机压气机静子可调导流叶片上,叶片的振动疲劳损坏是常见的故障,针对碳化硅颗粒增强铝基复合材料叶片等复杂结构开展疲劳强度及疲劳寿命研究具有重要的理论意义和工程价值。针对具有非均匀应力场的SiCp/Al复合材料结构,基于SiCp/Al复合材料的疲劳寿命及疲劳强度等疲劳性能,建立SiCp/Al复合材料结构的疲劳强度和疲劳寿命预测方法;为验证所建立的预测方法,建立SiCp/Al复合材料可调静子叶片的高周疲劳试验系统,并开展可调静子叶片的疲劳强度试验。本文的主要工作内容如下:（1）针对具有非均匀应力场的SiCp/Al复合材料结构,基于SiCp/Al复合材料的循环本构、疲劳寿命以及疲劳强度等疲劳性能,采用应力场强法,建立了SiCp/Al复合材料结构的疲劳强度和疲劳寿命的预测模型及方法。（2）针对SiCp/2009Al复合材料可调静子叶片,开展可调静子叶片高周疲劳试验方法研究,建立了可调静子叶片的高周疲劳试验系统,并制定了SiCp/2009Al复合材料可调静子叶片疲劳强度试验方案。（3）开展了SiCp/2009Al复合材料可调静子叶片的疲劳强度试验,测得了可调静子叶片悬臂状态下的疲劳载荷及高周疲劳裂纹起始位置。采用所建立的疲劳强度预测方法对结构进行分析,当可调静子叶片疲劳寿命达到10~7时,监测点应力的实验值与预测值对比,相对误差为2.67%,验证了SiCp/Al复合材料结构的疲劳强度预测方法的合理性。（4）开展了应力集中系数为2.72的SiCp/Al复合材料V型缺口件的疲劳强度试验,测得疲劳强度为82.20MPa。利用所建立的疲劳强度预测方法,对其进行疲劳强度预测。对比了基于经典一维的三维空间矢量应力场强法和基于有效距离点的三维空间矢量应力场强法,两种形式的应力场强法预测结果的相对误差都在10%以内,其中基于有效距离点的三维空间矢量应力场强法的预测精度为3.87%,更为精确合理。（5）利用所建立的SiCp/2009Al复合材料结构疲劳寿命预测方法,对SiCp/2009Al复合材料缺口件的低周疲劳寿命进行预测,结果表明:缺口试件的低周疲劳寿命预测结果都在二倍误差分散带以内,较为合理。
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