高低周復(fù)合載荷下燕尾榫結(jié)構(gòu)微動(dòng)疲勞壽命研究.pdf

1、航空發(fā)動(dòng)機(jī)大量采用榫連接、螺栓/法蘭連接和套齒連接結(jié)構(gòu)。受航空發(fā)動(dòng)機(jī)工況變化和振動(dòng)載荷的作用，這些結(jié)構(gòu)容易出現(xiàn)微動(dòng)疲勞。每年微動(dòng)疲勞給世界航空發(fā)動(dòng)機(jī)用戶造成巨大的經(jīng)濟(jì)損失。由于微動(dòng)疲勞問(wèn)題的復(fù)雜性，現(xiàn)有的微動(dòng)分析與微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法難以滿足工程使用要求，因此，開(kāi)展榫連接微動(dòng)疲勞試驗(yàn)與壽命預(yù)測(cè)方法研究具有重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。 本文根據(jù)微動(dòng)疲勞領(lǐng)域的研究進(jìn)展，基于大量的燕尾榫連接結(jié)構(gòu)的微動(dòng)疲勞試驗(yàn)，深入研究了榫連接結(jié)構(gòu)的

2、微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)方法，提出了基于微動(dòng)綜合參數(shù)與裂紋擴(kuò)展混合微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，并對(duì)目前常用的經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)模型進(jìn)行了改進(jìn)，發(fā)展了經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)模型，同時(shí)論文還進(jìn)一步探討了影響榫連接微動(dòng)疲勞壽命的主要因素。 論文首先對(duì)燕尾榫連接結(jié)構(gòu)模擬試驗(yàn)件進(jìn)行了四種載荷工況下的高低周復(fù)合微動(dòng)疲勞試驗(yàn)和典型試驗(yàn)件的斷口分析。為了有效確定試驗(yàn)件的裂紋萌生壽命，論文提出了基于斷裂力學(xué)方法的裂紋萌生壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理技術(shù)。該技術(shù)利用試驗(yàn)監(jiān)測(cè)所得的應(yīng)變數(shù)據(jù)，并結(jié)合理

3、論數(shù)值分析，獲得裂紋長(zhǎng)度與微動(dòng)疲勞壽命之間的關(guān)系，進(jìn)而確定裂紋萌生壽命。 在此基礎(chǔ)上，論文利用斷裂力學(xué)的有關(guān)理論，通過(guò)對(duì)微動(dòng)控制參數(shù)的分析，提出了基于微動(dòng)綜合參數(shù)與裂紋擴(kuò)展的混合微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。該模型僅包含一個(gè)物理參數(shù)，簡(jiǎn)單明了，物理含義明確。通過(guò)高低周復(fù)合微動(dòng)疲勞的試驗(yàn)驗(yàn)證，表明本文提出的混合微動(dòng)疲勞壽命模型能夠給出令人滿意的結(jié)果，微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)誤差在20％左右。同時(shí)，本文提出了改進(jìn)的微動(dòng)疲勞壽命預(yù)測(cè)的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ停玫刃?/p>