鈦合金材料高低周復(fù)合疲勞試驗分析及載荷譜處理技術(shù).pdf

1、航空發(fā)動機壓氣機葉片和風(fēng)扇葉片抗疲勞設(shè)計和壽命預(yù)測技術(shù)研究是重要的研究工作，它對航空發(fā)動機的設(shè)計、優(yōu)化和延長使用壽命都有深遠(yuǎn)的意義。而單純的高周疲勞研究和低周疲勞研究并不能根本解決實際工作中遇到的問題，因此需要從高低周復(fù)合疲勞的角度來研究。本文主要從載荷譜處理技術(shù)和TC11高低周復(fù)合疲勞試驗分析兩個方面來研究航空發(fā)動機壓氣機葉片和風(fēng)扇葉片用材料的疲勞壽命。
本文首先根據(jù)疲勞強度基本理論，使用常用的高低周復(fù)合疲勞波形分解方法

2、進(jìn)行高低周復(fù)合疲勞壽命分析，此波形分解方法與雨流法是一致的。其次再根據(jù)線性累積損傷準(zhǔn)則進(jìn)行復(fù)合疲勞壽命預(yù)估。使用MATLAB和VC++進(jìn)行混合編程實現(xiàn)雨流法、進(jìn)行載荷譜處理和使用線性累積損傷準(zhǔn)則進(jìn)行壽命預(yù)估，此程序不僅可以用于高低周復(fù)合疲勞載荷譜的處理，也可以用于隨機載荷譜的處理。
本文重點是進(jìn)行TC11的維氏硬度試驗、靜拉伸試驗、高周疲勞試驗和高低周復(fù)合疲勞試驗，并進(jìn)行斷口分析。靜拉伸試驗的結(jié)果與材料手冊的結(jié)果相吻合，在

3、106周越出試棒的靜拉伸力學(xué)性能幾乎沒有改變。疲勞試驗結(jié)果表明在最大應(yīng)力一定的條件下，隨著應(yīng)力比的降低高低周復(fù)合疲勞的壽命也降低。在相同疲勞載荷下高低周復(fù)合疲勞的壽命比純高周疲勞壽命要長。對疲勞試驗的應(yīng)力應(yīng)變曲線分析表明，TC11材料的彈性模量不隨疲勞過程變化,而其在疲勞斷裂前應(yīng)力應(yīng)變曲線逐漸向右平移直至斷裂，表明材料內(nèi)部在疲勞載荷下產(chǎn)生了損傷，出現(xiàn)殘余變形。最后對斷口進(jìn)行分析表明疲勞源大多數(shù)起源于材料表面，而兩根106周越出試棒疲勞源