内容简介
《镍基单晶叶片原始疲劳质量评估》针对航空发动机镍基单晶高温合金材料，系统开展原始疲劳质量评估研究。《镍基单晶叶片原始疲劳质量评估》共8章，主要涉及原始疲劳质量评估理论、疲劳裂纹原位测试技术、叶片应力集中部位疲劳寿命预测与强度评估，从材料级、模拟件级、叶片级全方位总结原始疲劳质量评估方法和疲劳寿命预测框架，旨在为工程实践提供先进的设计理论、方法和应用技术参考。
目录
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前言
第1章 绪论 1
1.1 航空发动机涡轮叶片概述 1
1.1.1 涡轮叶片重要性及工作原理 1
1.1.2 涡轮进口温度提升需求与性能参数的影响 2
1.1.3 涡轮叶片冷却结构发展 5
1.1.4 涡轮叶片材料的发展 9
1.2 镍基单晶高温合金结构完整性与强度寿命 13
1.2.1 镍基单晶高温合金的生产制造 13
1.2.2 涡轮叶片主要缺陷及其对强度寿命的影响 16
1.3 疲劳设计的损伤容限法 23
1.4 原始疲劳质量评估的关键科学问题 25
参考文献 28
第2章 表面形貌对镍基单晶高温合金疲劳性能影响研究 34
2.1 引言 34
2.2 试验方法与结果 35
2.2.1 试验材料及方法 35
2.2.2 试验结果 37
2.3 表面微观形貌弹性等效简化模型 46
2.3.1 等效理论 46
2.3.2 三维表面计算模型 47
2.3.3 表面粗糙度的等效简化模型 52
2.3.4 等效结果对比 54
2.3.5 应力集中系数与表面粗糙度关联 57
2.4 考虑表面粗糙度的疲劳寿命预测分析 60
2.4.1 晶体塑性理论 60
2.4.2 基于晶体塑性理论的疲劳损伤模型 63
2.4.3 弹塑性拉伸等效 66
2.4.4 不同表面粗糙度的疲劳寿命预测 68
2.5 本章小结 74
参考文献 75
第3章 不同制孔工艺下镍基单晶气膜孔裂纹萌生与扩展行为 77
3.1 引言 77
3.2 疲劳裂纹扩展试验 78
3.2.1 材料和试件 78
3.2.2 试验方法与步骤 79
3.3 试验结果分析 81
3.3.1 气膜孔表面质量分析 81
3.3.2 气膜孔孔边力学性能测试 86
3.3.3 典型裂纹扩展路径及断裂形貌 90
3.4 不同制孔工艺下疲劳影响因素定量分析 93
3.4.1 主滑移系的确定 93
3.4.2 制孔锥度的影响 99
3.4.3 再铸层的影响 101
3.4.4 残余应力的影响 103
3.5 裂纹萌生与扩展机制 105
3.6 本章小结 107
参考文献 107
第4章 基于TTCI法的原始疲劳质量评估理论 110
4.1 引言 110
4.2 EIFS评估理论 111
4.2.1 初始缺陷尺寸 111
4.2.2 当量初始裂纹尺寸概率分布 112
4.2.3 随机裂纹扩展概率描述与EIFS 分布更新 119
4.2.4 安全断裂长度的确定 126
4.3 安全断裂疲劳寿命预测框架与试验算例 129
4.3.1 安全断裂疲劳寿命预测框架 129
4.3.2 不同温度下疲劳裂纹扩展试验 130
4.3.3 EIFS 求解与疲劳全寿命预测 131
4.4 本章小结 141
参考文献 142
第5章 考虑初始损伤的气膜孔结构低周疲劳寿命预测 144
5.1 引言 144
5.2 EIFS确定方法 145
5.2.1 疲劳强度与疲劳裂纹萌生之间的联系 145
5.2.2 塑性区大小 151
5.3 材料与试验 156
5.4 EIFS 计算流程与结果 159
5.4.1 两种试件的疲劳极限确定与分析 159
5.4.2 应力强度因子 162
5.4.3 两种应力强度因子门槛值 171
5.4.4 EIFS计算结果 174
5.5 裂纹扩展率与疲劳寿命预测 177
5.6 本章小结 183
参考文献 184
第6章 不同温度下气膜孔结构低周疲劳寿命预测 188
6.1 引言 188
6.2 通用EIFS 确定方法 189
6.2.1 不同应力集中EIFS 求解模型 189
6.2.2 镍基单晶小裂纹扩展闭合效应 196
6.2.3 镍基单晶裂纹扩展驱动力描述模型 198
6.2.4 概率疲劳寿命预测 201
6.3 材料与试验 203
6.4 气膜孔裂纹扩展行为与疲劳寿命预测 205
6.4.1 裂纹扩展路径与萌生断裂机理 205
6.4.2 应力强度因子的有限元求解 207
6.4.3 EIFS分布的确定 208
6.4.4 不同温度下疲劳寿命的确定 218
6.5 本章小结 225
参考文献 226
第7章 不同倾角气膜孔结构疲劳寿命预测 229
7.1 引言 229
7.2 材料与试验 230
7.2.1 材料与试件 230
7.2.2 试验步骤与断裂试件 232
7.3 飞秒脉冲激光三维螺旋制孔数值仿真 232
7.3.1 三维螺旋制孔过程固-液-气三相统一模型 232
7.3.2 制孔过程热弹性应力模型 236
7.4 考虑裂纹几何的镍基单晶裂纹扩展驱动力 238
7.4.1 应力强度因子的求解 238
7.4.2 单晶复合型裂纹扩展准则 241
7.4.3 孔边应力强度因子求解模型 243
7.5 气膜孔结构疲劳失效机理与断裂模型 245
7.5.1 不同倾角孔边温度场与应力场 245
7.5.2 裂纹扩展路径与断口形貌 248
7.5.3 气膜孔结构断裂特性 251
7.5.4 裂纹扩展率与疲劳寿命预测 254
7.6 本章小结 260
参考文献 261
第8章 考虑制造初始状态镍基单晶涡轮叶片可靠性分析 264
8.1 引言 264
8.2 镍基单
试读
第1章绪论
1.1航空发动机涡轮叶片概述
1.1.1涡轮叶片重要性及工作原理
航空发动机是推动飞机高速飞行的核心动力，其技术突破将为航空领域带来革命性进展。航空发动机的零部件须在高温、高压、高转速和复杂多变的载荷条件下维持稳定、高效的运行，这些零部件必须在复杂的大气环境下，满足推力大、油耗低、质量轻、可靠性高、安全性好、寿命长、维护性好、噪声小、排放少及全寿命成本低等众多相互矛盾的指标限制。航空发动机具有高技术门槛，其价值也相对较高，航空发动机成本占整机成本的20%～30%，其中叶片(包括风扇叶片、涡轮叶片和压气机叶片)约占航空发动机总成本的35%。此外，制造工序*多、周期*长、合格率*低的涡轮叶片占叶片总体价值的60%左右。图1-1为飞机各组成部件的成本占比。
图1-1飞机各组成部件成本占比
航空发动机的结构主要由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置五大部分组成。其中，压气机、燃烧室和涡轮是三大核心部件，统称为“核心机”。喷气式飞机的进气道是指从飞机进口到发动机进口的通道，其作用是以尽可能小的总压损失完成高速气体的减速增压任务，减少振动，抑制噪声，并对发动机的意外情况起到保护作用。压气机通过高速旋转叶片对空气做功，压缩空气，提高空气压力。燃烧室是燃料燃烧生成高温高压燃气的装置。涡轮则是驱动高温高压燃气旋转的装置，将燃气产生的热能转换为机械能，带动风扇或桨叶旋转。尾喷管是高温燃气排出发动机的通道，使燃气继续膨胀，高速向后喷出，产生反作用推力，改变气流在涡轮和尾喷管中的配比，从而控制发动机的工作状态和推力方向[1]。
航空发动机的工作原理可以简述如下：空气*先进入发动机的进气道，压气机利用高速旋转叶片压缩外界空气，提高空气压力，高压空气与燃烧室中的燃料混合，实现燃料的充分燃烧，燃烧室产生的高温高压气体传送给涡轮，涡轮做功为发动机运行提供动力。航空发动机工作过程和主要结构如图1-2所示。
图1-2航空发动机工作过程和主要结构简图
涡轮由静子(导向器)和转子组成，静子包括涡轮导向叶片、外环和内环等部件，转子包括工作叶片、轮盘和轴等部件。一个导向器和一个转子组成一个涡轮级，涡轮由一个或几个涡轮级组成。涡轮叶片可分为涡轮导向叶片和涡轮工作叶片两类，涡轮导向叶片主要用于调整燃烧室排出的燃气流向，涡轮工作叶片则将燃气流体能量转换成涡轮轴的旋转动力。两种典型的涡轮叶片如图1-3所示。
图1-3典型涡轮叶片示意图
1.1.2涡轮进口温度提升需求与性能参数的影响
从热力学方向分析燃气涡轮发动机的工作过程参数对发动机性能的影响。航空发动机的理想循环为布雷顿循环，具体过程是：空气由进气管进入发动机，由压气机进行绝热压缩，压缩后的高压空气与燃烧室中的燃料混合，经过等压加热，高温高压的燃气在涡轮和尾喷管中绝热膨胀，*后进入大气后放热，完成一个循环。涡轮发动机的特征部件截面如图1-4所示。
图1-4涡轮发动机的特征部件截面示意图
0-发动机气流进口截面；1-压气机几何进口截面；2-压气机出口/燃烧室进口截面；3-燃烧室出口/涡轮进口截面；4-涡轮出口截面；9-尾喷管出口截面涡轮发动机单位质量气体的布雷顿热力学循环如图1-5所示，图中数字与涡轮发动机的特征部件截面对应。布雷顿热力学循环示意图中的“0—1”过程对应空气在进气道中的绝热压缩，“1—2”过程对应压缩空气在压气机中的绝热压缩，“2—3”过程对应压缩空气在燃烧室中的进一步等压压缩，“3—4”过程对应高温燃气在涡轮中的绝热膨胀，“4—9”过程对应膨胀气体在尾喷管中的进一步绝热压缩。
图1-5涡轮发动机单位质量气体的布雷顿热力学循环示意图
v为比容；P为压力；S为熵；T为温度
燃烧室对单位质量气体的加热量为q0，则
(1-1)
大气环境下单位质量气体放热量为q1，则有
(1-2)
定义单位质量气体完成一个循环“0—1—2—3—4—9—0”净得到的热量为循环可用功，记为W，则有Wqq1(1-3)
(1-4)
式(1-1)～式(1-4)中，为燃气平均定压比热；为空气平均定压比热；和分别为2、3过程的总温；T0和T9分别为0、9过程的总温。式(1-4)中，等号右边**项为燃气膨胀过程中做的功；第二项为压缩气体过程中做的功。在布雷顿热力学循环中，燃气膨胀过程的膨胀比等于压缩气体过程的增压比，理想循环热效率.0和发动机的总增压比分别为
(1-5)
(1-6)
式(1-5)和式(1-6)中，为发动机的总增压比；为绝热指数；和分别为进气道进口和压气机出口的总压。
考虑总的压缩过程有效效率.和总的膨胀过程效率.则循环可用功可由式(1-4)进一步写成
(1-7)
.c.在涡轮喷气发动机中，发动机的循环可用功W用于增加流经发动机的气流动
