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题目：
雅宝题库答案：
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雅宝题库解析：
伴随现代航空发动机性能要求的提高，发动机零部件工作环境更加恶劣，因而性能优异的镍基高温合金和钛合金材料在发动机中得到了广泛的应用。同时，为了追求更高的效率和更佳的经济性，发动机零部件通常包含复杂的局部几何特征，这些几何不连续容易造成应力集中以及不规则的应力分布。此外，航空发动机在使用过程中的起飞或着陆阶段，可能吸入外物在构件上造成缺口或凹痕，形成所谓的外物损伤。实际研究中，人们通常用缺口来模拟真实复杂构件的应力/应变场，而且实际经验也表明，对于外物损伤，用缺口也可以很好地表征。因此，为了充分发挥材料和结构的先进性，达到提高发动机性能以及经济性的目的，需要对航空发动机用镍基高温合金和钛合金材料缺口构件的疲劳行为展开深入研究。本文以广泛用于航空发动机涡轮部件的各向异性镍基高温合金以及用于风扇/压气机部件的各向同性钛合金缺口构件为研究对象，以提高缺口构件寿命预测的精度和效率为目的，用试验观测和理论分析相结合的手段，从缺口构件应力/应变分析、疲劳失效规律揭示、寿命模型构建三个方面进行了详细分析和研究，得到了有益的结论。首先，通过编制时间无关的各向异性多轴近似本构模型的程序，以及将时间相关并考虑非局部效应的各向同性单轴近似本构模型推广到各向异性多轴情形，并完成程序编制，实现了将各向异性多轴近似本构模型，应用到国产定向凝固合金DZ125材料和单晶DD6材料缺口构件的应力/应变场分析。计算结果表明，运用各向异性多轴近似本构模型，可以得到与物理实际一致的应力/应变场分布估计，而且可以对不同加载方向进行模拟。然后，利用长焦光学显微镜QM100结合图像传感器CCD，在岛津试验机上，构建了原位试验观测平台，首次实现了对高温环境下、各向异性材料缺口构件裂纹萌生及短裂纹扩展过程的详细观测。试验结果表明，各向异性的DZ125缺口构件的主裂纹不是形成于缺口尖端，而是大致与缺口边最大Hill应力或最大主应力位置重合；同时还发现，沿缺口试样两个表面，裂纹扩展路径不一致。而寿命结果显示，理论应力集中系数Kt对缺口试样疲劳寿命的影响，远远大于缺口类型（U形或V形）的影响；对于低循环疲劳加载（疲劳失效循环数在102 ~ 103范畴时），短裂纹扩展寿命是总寿命的重要组成部分，而且短裂纹扩展阶段在整个构件寿命中所占比例，可能与沿缺口边最大轴向应力与最大Hill应力之比有关，该值越大，短裂纹扩展阶段越短。接着，分别以两种循环弹塑性本构模型（即有限元软件中的增量本构模型和各向异性多轴近似本构模型）分析得到的应力/应变为参量，分别运用两种形式的传统临界距离理论（TCD，Theory of Critical Distance）和一种本文提出的改进TCD，对试验得到的DZ125缺口试样低循环疲劳寿命进行了预测。计算结果显示，两种形式的传统TCD预测精度都很低，而改进TCD的预测误差大致在±2倍分散带内；此外，研究还表明，传统TCD和改进TCD对循环弹塑性本构模型都不敏感。随后将改进TCD推广应用到预测Ti-6Al-4V合金缺口试样疲劳极限，通过与文献试验结果对比发现，改进TCD的预测误差大致在±15%以内，相对于传统TCD（预测结果几乎全部偏于保守，最大误差超过-50%）预测精度大大提高。最后，进行了寿命范围大致在104 ~ 5×106次循环的TC4合金缺口试样疲劳试验。结果表明，TC4缺口试样表现出明显的高循环疲劳缺口尺寸效应，而且对于相同寿命和理论应力集中系数Kt的TC4缺口试样，U形缺口试样强度低于V形缺口试样。而分别运用传统TCD和改进TCD对TC4缺口试样进行的寿命预测的结果表明，改进TCD相对于传统TCD，预测误差从约±3分散带减小到约±2分散带。 |
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发表于 2022-5-21 11:28:06
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