航空发动机低压涡轮轴疲劳寿命计算分析

电子科技大学UNIVERSITYOFELECTRONICSCIENCEANDTECHNOLOGYOFCHINA硕士学位论文MASTERDISSERTATION（电子科技大学图标）论文题目航空发动机低压涡轮轴疲劳寿命计算分析学科专业机械设计及理论学号201121080302作者姓名崔平亮指导教师黄洪钟教授分类号密级UDC注1学位论文航空发动机低压涡轮轴疲劳寿命计算分析（题名和副题名）崔平亮（作者姓名）指导教师黄洪钟教授电子科技大学成都（姓名、职称、单位名称）申请学位级别硕士学科专业机械设计及理论提交论文日期2014.03.19论文答辩日期2014.05.13学位授予单位和日期电子科技大学2014年06月答辩委员会主席刘宇副教授评阅人注1：注明《国际十进分类法UDC》的类号。FATIGUELIFECALCULATIONANDANALYSISOFAIRCRAFTENGINELOW-PRESSURETURBINESHAFTAMasterThesisSubmittedtoUniversityofElectronicScienceandTechnologyofChinaMajor:MechanicalDesginandTheoryAuthor:CuiPingliangAdvisor:Prof.HuangHong-ZhongSchool:SchoolofMechatronicsEngineering独创性声明本人声明所呈交的学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。据我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得电子科技大学或其它教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意。作者签名：日期：年月日论文使用授权本学位论文作者完全了解电子科技大学有关保留、使用学位论文的规定，有权保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和磁盘，允许论文被查阅和借阅。本人授权电子科技大学可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。（保密的学位论文在解密后应遵守此规定）作者签名：导师签名：日期：年月日摘要I摘要作为飞机的动力源，航空发动机可靠寿命直接影响飞机整机寿命，而航空发动机的寿命很大程度上取决于其主要零部件的寿命。我国在航空发动机主要零部件疲劳寿命计算分析研究方面起步较晚，目前还没有形成规范的疲劳寿命计算分析流程和标准。其中，低压涡轮轴作为航空发动机的断裂关键件，其可靠寿命的研究对于航空发动机的整机疲劳寿命计算分析以及航空发动机的可靠性研究具有重要意义。低压涡轮轴的失效模式主要有疲劳、磨损、变形、韧性和脆性断裂，其中疲劳失效是最主要的失效模式。低压涡轮轴在运行过程中承受着复合载荷，主要载荷有工作扭矩、轴向力、弯矩和振动扭矩，其中工作扭矩和轴向力产生低循环疲劳损伤，而弯矩和振动扭矩造成高循环疲劳损伤。结合某航空发动机整机疲劳寿命计算分析课题研究，为了积累航空发动机主要零部件疲劳寿命计算分析的经验和数据，促进我国航空发动机主要零部件疲劳寿命计算分析的标准形成，本文以某航空发动机低压涡轮轴为研究对象，对其开展疲劳寿命计算分析方法研究。本论文主要研究工作包括：（1）通过对低压涡轮轴结构分析，将使用载荷谱转化为疲劳寿命计算分析研究中需要的计算载荷谱。模拟低压涡轮轴在实际工作环境下的载荷条件和边界约束，利用有限元分析方法对其进行受力分析和应力应变计算，得到其危险部位和对应的等效应力应变。在此基础上，求出危险部位处最小截面的平均等效应力值，计算出涡轮轴的理论应力集中系数。（2）对低压涡轮轴在高、低循环载荷单独作用的情形，分别采用名义应力法和局部应力应变法对其进行疲劳损伤预测评估，计算出涡轮轴在不同循环载荷作用下的疲劳损伤。最后利用Miner线性累积损伤法则得到涡轮轴在复合载荷下的累积损伤并计算出其安全循环寿命。（3）考虑疲劳试验验证的重要性和疲劳寿命计算分析研究的需要，对低压涡轮轴疲劳试验载荷进行了计算分析。在涡轮轴的标准循环载荷基础上，通过计算多项载荷修正系数，采用载荷散度系数法计算出了疲劳试验载荷。通过对高、低循环载荷试验频率的确定，制订了用于疲劳试验的复合载荷谱。并对低压涡轮轴疲劳试验数据处理方法进行了研究分析。关键词：航空发动机，低压涡轮轴，有限元分析，疲劳寿命预测，疲劳试验载荷ABSTRACTIIABSTRACTThefatiguelifeofairplaneisdirectlyaffectedbythereliabilityfatiguelifeofaircraftengine,whichisapowersourceoftheairplane.Thefatiguelifeofaircraftenginedependstoagreatextentonthefatiguelifeofitsmaincomponents.Researchonthefatiguelifeconfirmingforaircraftenginemaincomponentsstartslate,thereisnostandardizedprocedureandstandardsforfatiguelifeconfirming.Therefore,asafracturecriticalofaircraftengineparts,low-pressureturbineshaft’sreliabilityfatigueliferesearchtakesimportantimplicationsforthereliabilityofmilitaryequipmentandthefatiguelifeconfirmingofaircraftengine.Themainfailuremodesofthelow-pressureturbineshaftincludefatigue,wear,deformation,ductileandbrittlefracture,amongwhichfatiguefailureisthemostimportantfailuremode.Thelow-pressureturbineshaftissubjectedtocombinedloadsduringoperation,whichmainlyincludesloadtorque,axialforce,bendingmomentandvibrationtorque.Andtorqueandaxialforceproducehighcyclefatiguedamage,whilebendingandvibrationtorqueproducelowcyclefatiguedamage.Inordertoaccumulateexperienceanddatasettingforresearchonthefatiguelifeconfirmingofaircraftenginemaincomponents,andtopromoteprocedureandstandardsofthefatiguelifeconfirmingofaircraftenginemaincomponents,thisthesiscomesoutoftheresearchprojectThefatiguelifeconfirmingofaircraftenginetocarryoutthefatiguelifeconfirmingresearchworkbytakingaircraftenginelow-pressureturbineshaftasaresearchobject.Themainresearchworkincludes:(1)Throughthestatisticalanalysisofthemeasuredloadspectrum,obtainingthecomputationloadspectrumrequiredinthefatiguelifeconfirm.Inordertoobtainthecorrespondingmaximumnominalstress,thelocalstressandstrainofthefatiguedamagedangerousregion,thestressandstrainareanalyzedbyusingthefiniteelementmethodandsimulatingtheactualworkenvironmentofthelow-pressureturbineshaftunderloadandboundaryconditions.Basedontheanalysis,bycalculatingtheaveragestressvaluesonminimumcross-sectionofdangerousparts,wecandeterminethestressconcentrationfactors.(2)Inordertocalculateturbineshaftfatiguedamageunderdifferentloads,firstly,fatiguedamageassessmentispredictedbyusingthenominalstressmethodandlocalABSTRACTIIIstress-strainmethodintheconditionofthelow-pressureturbineshaftathighandlowcycleloadcasealone.Andthen,cumulativedamageoflow-pressureturbineshaftincompositeloadisobtainedandthesafetylifecycleiscalculatedwithMinerlinearcumulativedamagemethod.(3)Consideringtheimportanceoffatiguetestverificationandthenecessitytofatiguelifeconfirming,fatiguetestloadspectrumoflow-pressureturbineshaftiscalculated.Dependingonthestandardloadcycleoflow-pressureturbineshaft,thefatiguetestloadisdeterminedthroughcalculatingmultitermcorrectioncoefficientoftheloadbyusingtheloaddispersioncoefficientmethod.Finally,acomplexloadspectrumisdevelopedforfatiguetestingbyidentifyingtestfrequencyofhighandlowcyclicload,anddataanalysismethodofthefatiguetestoflow-pressureturbineisanalyzedandstudied.Keywords:aircraftengine,low-pressureturbineshaft,finiteelementanalysis,fatiguelifeprediction,fatiguetestload目录IV目录第一章绪论.....................................................................................................................11.1研究背景与意义..........................................