【摘 要】
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疲劳破坏是目前航空工程中一个十分突出的问题，飞机结构在外场使用中发生的断裂问题很大程度上是因疲劳而引起的。涡轮盘是航空发动机的关键部件之一，轮盘结构复杂，在工作中承受
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疲劳破坏是目前航空工程中一个十分突出的问题，飞机结构在外场使用中发生的断裂问题很大程度上是因疲劳而引起的。涡轮盘是航空发动机的关键部件之一，轮盘结构复杂，在工作中承受多种载荷的作用，工作环境相当恶劣，轮盘一旦破裂，其后果是很严重的。为了保证发动机的稳定性，迫切需要对涡轮盘寿命加以预测和控制。本文针对某航空发动机离心叶轮疲劳寿命问题进行研究，在对航空发动机离心叶轮有限元应力分析的基础上，对离心叶轮进行了疲劳裂纹萌生寿命与疲劳裂纹扩展寿命计算。主要内容包括：
（1）介绍了疲劳问题相关的基本理论。
（2）利用有限元软件PATRAN和NASTRAN，对航空发动机离心叶轮在离心载荷和温度载荷的作用下，进行了线弹性有限元应力分析，得到了离心叶轮在其工作环境中的应力、应变分布情况，确定了离心叶轮疲劳破坏的危险位置。为后续进行疲劳寿命分析研究奠定了基础。
（3）在有限元应力分析结果的基础上，运用MSC.FATIGUE软件对离心叶轮进行疲劳裂纹萌生寿命计算。
（4）对离心叶轮整盘进行疲劳试验，并采集裂纹扩展相关数据，利用疲劳条带反推法估算了疲劳裂纹扩展寿命。同时运用Paris公式对离心叶轮疲劳裂纹扩展寿命进行了预测。
通过对此航空发动机离心叶轮有限元分析应力计算、疲劳裂纹萌生寿命计算和疲劳裂纹扩展寿命计算，得出的计算结果及研究方法为提高航空发动机的可靠性提供了一定的参考价值。
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