【摘 要】
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航空发动机的安全性对飞机的航行安全有着举足轻重的作用。作为航空发动机的重要结构件,涡轮叶片的服役环境不仅有持续的温度载荷和气动载荷,还有涡轮高速旋转产生的离心载荷,以及蠕变和振动等不利因素。随着服役时间的增加,涡轮叶片容易出现疲劳断裂破坏等情况。一旦在服役过程中发生疲劳断裂破坏,断裂产生的碎片会随高速气流流动,可能会打穿发动机机匣,严重威胁机组成员和乘客们的生命财产安全,因此对涡轮叶片的寿命进行研
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航空发动机的安全性对飞机的航行安全有着举足轻重的作用。作为航空发动机的重要结构件,涡轮叶片的服役环境不仅有持续的温度载荷和气动载荷,还有涡轮高速旋转产生的离心载荷,以及蠕变和振动等不利因素。随着服役时间的增加,涡轮叶片容易出现疲劳断裂破坏等情况。一旦在服役过程中发生疲劳断裂破坏,断裂产生的碎片会随高速气流流动,可能会打穿发动机机匣,严重威胁机组成员和乘客们的生命财产安全,因此对涡轮叶片的寿命进行研究是很有必要的。本文首先结合参考文献获得了平均每一次起落航空发动机涡轮叶片的转速变化情况,同时确定了各个转速下涡轮前叶片温度。之后利用CATIA建立涡轮叶片模型,利用ANSYS建立叶片的外流场模型。同时在ANSYS中搭建仿真计算平台,利用流固耦合法对涡轮叶片在多场耦合作用下的应力应变分布情况进行计算分析。综合考虑在流、固、热三者共同作用下涡轮叶片各个部位的等效应力应变和温度情况,在叶片上选取了三个疲劳寿命考核点。然后利用S-N曲线法计算各个考核点在不同工况下的疲劳寿命。针对Manson-Halford模型及其既有改进模型的不足,利用交互因子进行修正提出一种修正后的非线性疲劳累积损伤模型并验证其准确性。最后利用修正后的模型结合之前得到的数据计算出三个考核点的疲劳损伤和实际工作寿命。计算结果表明涡轮叶片的叶根尾缘处的疲劳损伤最大,实际工作寿命最小,与外场统计的涡轮叶片失效位置基本一致,说明仿真具有准确性。该涡轮叶片的工作循环寿命为22323次循环与该型号民航涡轮叶片实际工作循环寿命20708次循环之间的误差为7.8%,说明本文所计算的涡轮叶片寿命结果具有一定的可信度,这对后续航空发动机涡轮叶片的维修间隔安排以及叶型的改进都具有一定的参考意义。
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