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随着我国航空工业的飞速发展,对航空发动机的工作效率和可靠性需求愈发提高。枞树型榫连结构作为现代航空发动机转子结构中涡轮叶片与涡轮盘连接的一种重要连接形式,在实际运行过程中时常承受高温、高压及复杂载荷的循环作用,一旦发生破坏性的机械故障,将导致极其严重的后果。因此,着重对叶盘榫连结构进行疲劳寿命预测和可靠性分析具有尤为重要的工程价值。本文以某型号航空发动机中的叶盘榫连结构为研究对象,开展了如下研究:(1)基于FS损伤参量的多轴疲劳临界面-损伤参量。采用FS模型对轮盘合金GH4169进行多轴疲劳分析时,预测效果偏保守,针对此,基于FS损伤参量提出了一个新的多轴疲劳临界面-损伤参量。结合有限元仿真,对某高压涡轮盘进行了疲劳寿命预测,与传统多轴疲劳模型的预测结果进行对比与分析,改进模型的寿命预测精度更高,可为后续模型研究提供参考。(2)考虑虚剪应变能的多轴疲劳寿命预测。通过分析现有多轴疲劳寿命预测模型,探讨了虚剪应变能与疲劳寿命之间的关系,并基于此,构造了一个结合应变能和临界面法且无附加材料常数的多轴疲劳寿命预测模型。结合不同加载路径下GH4169和TC4试验数据,结果显示,相比现有的模型,新模型在寿命预测精度和适用范围上有着显著的优势。(3)缺口件的应力应变计算与疲劳寿命预测。通过计算循环载荷下弹塑性体的应变能,同时为得到更加精确的缺口根部应力应变响应,基于Neuber准则开展了考虑热耗散能的缺口件应力应变分析,与弹塑性有限元分析(FEA)结果对比显示,提出的准则相对于现有的计算准则精度更高。此外,考虑了缺口支撑效应对传统能量模型进行修正,进一步提高了缺口件的疲劳寿命预测精度。(4)涡轮盘结构疲劳可靠性分析。为更加合理反映实际工况中高压涡轮盘的真实性能,根据GH4169合金疲劳试验数据绘制P-S-N曲线,同时通过榫槽部位的有限元仿真结果对涡轮盘造成疲劳损伤的典型工况进行分析,并采用提出的多轴疲劳寿命模型对其进行寿命预测。最后,考虑了涡轮盘材料性能、结构几何尺寸和转速等因素对其疲劳寿命分散性的影响,基于各工况下涡轮盘的P-S-N曲线和Miner法则进行了疲劳可靠性分析。