导读:本文包含了高循环疲劳论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:外物损伤(FOD),钛合金,风扇,压气机叶片,可用极限
高循环疲劳论文文献综述
贾旭,胡绪腾,宋迎东[1]（2019）在《虑及高循环疲劳的裂纹型外物损伤叶片的可用极限》一文中研究指出为了发展一种航空发动机钛合金风扇/压气机叶片外物损伤(FOD)可用极限的确定方法,对典型叶片的可用极限进行了调研,基于裂纹门槛值原理建立了应力比相关的FOD裂纹不扩展等值曲线图,根据TC4钛合金不同应力比下材料的疲劳耐久性极限强度对比了两种裂纹不扩展判据的适用性,通过该方法确定了一种典型风扇叶片撕裂/裂纹型外物损伤的可用极限。结果表明:现有维修手册中对叶片不同区域不同类型FOD的可用极限要求不同,FOD可用极限的主要限制尺寸为损伤深度,深度限制一般在1mm以内。通过裂纹不扩展等值曲线图确定的典型风扇叶片撕裂/裂纹型FOD可用极限分布在0.020～0.525mm内,可用极限沿叶片展向分布可分为叁个区域:叶根区可用极限约0.08mm,叶中区可用极限约0.3mm,叶尖区可用极限约0.5mm,越靠近叶根可用极限越小。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年02期）
周超羡,李迪,廖连芳,陈云永[2]（2018）在《TiB_2增强铝基复合材料低压压气机静子叶片高循环疲劳试验研究》一文中研究指出根据某型航空发动机减重设计需求,考虑到TiB_2颗粒增强铝基复合材料轻质、高强的特点及某型航空发动机低压压气机静子叶片结构特征,开展了基于颗粒增强铝基复合材料的低压压气机静子叶片试验件的高周疲劳性能试验工作。试验结果表明:叶片试验件在3×10~7次循环下的高循环疲劳强度为246.30MPa,基本能够满足某型航空发动机静子叶片类零件的高循环疲劳设计要求。(本文来源于《航空制造技术》期刊2018年16期）
窦英睿[3]（2018）在《凹坑型外物损伤对TC4高循环疲劳性能的影响及预测方法研究》一文中研究指出外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机使用中风扇/压气机叶片的一种常见故障或问题,可能导致叶片发生疲劳断裂,因此需要针对FOD制定较为完善的叶片设计标准和维修规范。本文针对FOD损伤中一类常见的凹坑型FOD损伤,研究了其对TC4钛合金叶片高循环疲劳(High Cycle Fatigue,HCF)性能的影响规律,发展了凹坑型损伤叶片的HCF强度预测方法,主要研究工作和结论如下:(1)分析了试验模拟凹坑型损伤的宏观特征,建立了损伤的简化几何模型,分析了宏观特征及应力集中系数对TC4钛合金试验件HCF强度的影响程度,并观察了凹坑型损伤试验件疲劳断口的微观特征。研究结果表明:实验室模拟凹坑型损伤的宏观几何尺寸及应力集中系数无法准确衡量损伤对TC4钛合金叶片HCF性能的影响程度。(2)基于Bammann模型对凹坑型FOD损伤的形成过程进行了有限元数值模拟,对数值模拟获得的凹坑损伤宏观几何特征与几何尺寸与实验室模拟结果进行了对比,对不同冲击条件下凹坑型损伤周围的残余应力分布进行了分析。结果表明:Bammann模型能够较为准确地模拟凹坑型损伤的宏观几何特征,不同冲击条件下凹坑型损伤周围的残余应力分布存在较大差异。(3)基于临界距离理论预测了模拟凹坑型损伤叶片的HCF强度,并结合残余应力数值模拟结果获得了考虑残余应力影响的损伤试件HCF强度预测结果,并与传统疲劳强度经验公式的预测结果进行了对比。研究结果表明:相对于传统经验公式,临界距离理论能够更为精确的预测凹坑型损伤叶片的HCF强度。在HCF强度预测中考虑冲击残余应力的影响,能够进一步改进预测结果。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-01-01）
刘洋[4]（2016）在《某型发动机进气机匣高循环疲劳失效分析及解决方法》一文中研究指出针对航空发动机工作中出现的进气机匣高循环疲劳失效问题进行分析解决。由故障位置断口分析结果确定其故障为典型的结构件高循环疲劳(HCF)失效,通过模态试验和坎贝尔图分析获得发动机工作转速范围内需重点关注的共振频率及振型,进行动应力测试确定故障位置振动响应与模态结果相符,再用古德曼图分析,发现测得应力值满足设计强度储备,判断该断口故障并非单一的高循环疲劳失效问题。检查机匣故障位置加工情况,确定断口故障系伴有应力集中的高循环疲劳失效问题,提出两种排故方法,进行动应力测试验证排故措施有效。(本文来源于《2016航空试验测试技术学术交流会论文集》期刊2016-07-15）
韩世伟,石多奇,杨晓光,苗国磊[5]（2016）在《微结构相关的高循环疲劳分散性计算方法研究》一文中研究指出为了研究微结构对高循环疲劳分散性的影响,发展了考虑多晶材料微结构特征的极值概率分析方法.首先,通过Voronoi算法构造了近似多晶合金微结构的随机多晶胞元模型.其次,应用基于内变量的晶体塑性本构理论,模拟了不同应变幅下处于结构表面和内部多晶微结构胞元的循环应力应变响应.通过计算有限数量的随机多晶微结构,采用疲劳指示参数表征剪应变主导的裂纹萌生驱动力,从而得到不同应变及边界约束情形下的疲劳指示参数分布.最后,应用极值概率理论分析了多晶胞元中疲劳指示参数的极值分布规律.以TC4合金为例,计算结果表明:高循环疲劳分散性随应变幅降低而上升,且在弹性极限附近变化显着;此外,相比于构件内部晶粒,处于表面的晶粒具有更高的裂纹萌生驱动力.(本文来源于《金属学报》期刊2016年03期）
朱自佳[6]（2016）在《外物损伤对风扇叶片高循环疲劳强度的影响及预测》一文中研究指出外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机在使用过程中由于吸入硬物小颗粒而导致风扇/压气机叶片被冲击形成凹坑、缺口等的一种常见机械损伤。FOD损伤极易导致在工作过程状态下承受着高频振动载荷的风扇/压气机叶片提前发生高循环疲劳(High Cycle Fatigue,HCF)断裂失效,严重影响飞机的安全使用性。采用实验室模拟的方法对风扇叶片FOD进行损伤特征研究,进而研究FOD损伤对风扇叶片的HCF强度影响规律及预测,对提高风扇叶片FOD损伤容限能力具有重要指导意义。本文针对以上问题,选用了风扇叶片常用TC4钛合金,设计和加工了具有风扇叶片几何特征的平板试样和前缘试样,较为系统的研究了FOD损伤特征及FOD损伤相关各种因素对损伤叶片的HCF强度的影响规律。主要工作和结论如下:(1)对FOD损伤使航空发动机风扇叶片HCF强度降低的问题进行了国内外研究情况调研和综述。介绍了FOD损伤实验室模拟方法和数值模拟方法,以及FOD损伤对风扇/压气机叶片的HCF强度影响研究方法。结果表明:压缩空气炮法是最接近外场实际发生FOD损伤的模拟办法,国内在FOD损伤试验研究较少,特别是FOD损伤对风扇叶片的HCF强度影响研究。(2)采用压缩空气炮台发射3mm钢球在300m/s速度以不同冲击角度冲击平板试样和前缘试样来对FOD进行实验室模拟,并对FOD损伤进行了损伤特征研究。结果表明:冲击凹坑损伤的应力集中系数小于冲击缺口损伤的应力集中系数;冲击凹坑损伤周围的残余应力数值比冲击缺口周围残余应力数值大;FOD损伤周围由于高速冲击产生了绝热剪切损伤。(3)对TC4钛合金光滑试样、加工缺口试样及FOD损伤试样采用逐步加载的方法进行了HCF强度测试,并对部分FOD损伤试样进行了真空去应力退火,然后再采用相同的逐步加载测试方法测试了HCF强度,通过传统的疲劳缺口公式(Peterson)对FOD损伤试样的疲劳缺口系数进行了预测,采用电子扫描显微镜对FOD损伤试样疲劳断口进行了分析。结果表明:本文中所选用的TC4钛合金HCF强度值与航空材料手册中所给值差别较大,加工缺口试样疲劳缺口系数随着应力比增大而降低;FOD损伤导致试样的HCF强度下降非常明显,冲击缺口HCF强度下降程度大于冲击凹坑HCF强度,冲击凹坑损伤的危险角度为60°,冲击凹坑损伤的危险角度为75°,冲击凹坑损伤HCF强度下降最大为57%,冲击缺口损伤HCF强度下降最大为73%;冲击速度改变对模拟冲击缺口FOD损伤影响较小,随着冲击速度增加冲击缺口FOD损伤HCF强度下降程度略有增加;残余应力对于冲击凹坑FOD损伤影响比对冲击缺口FOD损伤大,去除残余应力后的冲击凹坑损伤的试样HCF强度增加而冲击缺口损伤的试样HCF强度下降;加载应力比R增加,FOD损伤试样的HCF强度下降程度略有减小;采用Peterson疲劳缺口公式预测FOD损伤试样的疲劳缺口系数误差较大;FOD损伤试样疲劳裂纹的萌生区在冲击损伤的表面或者亚表面,冲击形成的微裂纹、空洞将有利于裂纹的萌生以及扩展。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2016-03-01）
包珍强,胡绪腾,宋迎东[7]（2015）在《不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响》一文中研究指出基于空气炮冲击试验装置在不同冲击角度下进行了TC4钛合金平板试件的外物损伤模拟试验,采用逐级加载试验方法测试获得了光滑和冲击损伤试件的高循环疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度,研究了冲击角度、冲击位置以及冲击损伤宏观几何尺寸与HCF强度的关系.结果表明:不同冲击角度下的损伤对HCF强度的影响程度不同.冲击损伤在试件边缘时,30°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大;冲击损伤在试件表面时,60°冲击使试件HCF强度的下降幅度最大.试件边缘产生的缺口使HCF强度的下降幅度一般大于试件表面产生弹坑的影响.但在60°冲击时,冲击缺口损伤的影响要小于冲击弹坑损伤的影响.冲击损伤宏观几何尺寸一定程度上可以表征损伤试件HCF强度下降的严重程度.(本文来源于《航空动力学报》期刊2015年09期）
包珍强[8]（2014）在《缺口对TC4高循环疲劳强度的影响及预测方法研究》一文中研究指出叶片外物损伤(Foreign Object Damage,FOD)是航空发动机使用中的常见问题,容易引发叶片的高循环疲劳(High Cycle Fatigue,HCF)断裂失效,影响航空发动机使用的安全性、经济性和战备完好性。缺口是叶片FOD的主要表现形式之一,研究不同几何特征的加工缺口对叶片材料HCF强度的影响规律和发展准确的缺口疲劳强度预测方法,对深入认识FOD对叶片材料HCF强度的影响规律和发展设计预测方法具有重要的指导作用。本文针对上述问题,选择风扇/压气机叶片常用材料TC4钛合金,较为系统地研究和分析了缺口宏观几何特征和应力集中对TC4缺口HCF强度的影响特点和规律,对TC4缺口HCF强度预测方法进行了研究、分析和评估。主要工作和结论如下:(1)对加工缺口和FOD的关系及缺口HCF试验和疲劳强度预测方法方面的国内外研究现状进行了回顾和综述。结果表明:FOD一定程度上可以等效为具有某一应力集中系数的缺口;国内外研究中缺口几何与HCF强度之间的关系仍缺乏系统的研究;缺口的HCF强度预测方法有待进一步的研究。(2)开展了TC4钛合金的单拉试验、光滑试样和具有不同几何尺寸缺口试样的HCF试验研究。对HCF失效断裂的试样进行了断口分析,结果表明:HCF强度均随着缺口底部半径的增加而增大,且基本呈线性的规律;缺口深度对HCF强度的影响存在一个临界值,缺口深度在临界值左右时与HCF强度的相关性大小不同;缺口张角在0°~90°之间变化时对TC4缺口HCF强度几乎没有影响,当缺口张角超过90°时,缺口疲劳强度随着张角增加逐渐增大。在一定的缺口几何区间内,单纯用tK描述HCF强度的严重程度是不合理的;不同几何条件下的HCF失效断口表面的疲劳萌生源的位置以及扩展的激烈程度都有所差异。(3)基于传统疲劳缺口系数经验公式、临界距离理论和最弱环理论对缺口的HCF强度进行了预测、修正并与试验结果进行了对比,结果表明:传统疲劳缺口系数经验公式对多数TC4缺口HCF强度具有较好的预测结果,Neuber公式的预测结果好于Peterson公式。临界距离并不只是材料的基本参数,而是一个和缺口几何相关的量;基于缺口根部半径修正之后的临界距离能够很好的预测缺口的HCF强度,预测结果均在试验结果的±10%误差带内,且大多数预测结果在5%误差带内。最弱环理论可直接根据光滑试样疲劳数据预测缺口的疲劳强度,使用较为方便。该方法对本文TC4缺口HCF强度的预测结果均在试验结果的±20%误差带内,且大多数预测结果在10%误差带内。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-12-01）
胡绪腾,宋迎东[9]（2012）在《外物损伤对风扇/压气机叶片高循环疲劳性能影响的研究》一文中研究指出对外物损伤(FOD)对航空发动机风扇/压气机叶片高循环疲劳(HCF)性能影响的国内外研究进行了综述和分析,介绍了美、英等国通过实施涡轮发动机HCF研究计划在FOD对叶片HCF性能的影响研究方面所取得的进展和成果,总结了中国近年来对FOD问题的研究内容,指出了中国该项技术研究的不足和差距,并对需要进一步深入研究的关键技术问题提出了建议。(本文来源于《航空发动机》期刊2012年03期）
王杰,赵子荣,姚建尧,王建军[10]（2011）在《压气机转子叶片高循环疲劳概率寿命研究》一文中研究指出压气机叶片疲劳失效的主要因素是振动引起的高循环疲劳。目前疲劳寿命评估已逐渐从确定性分析向概率性分析转变。本文分析了对于高循环疲劳概率寿命问题需要考虑的概率因素;介绍了共振可靠性的分析方法;给出了高循环疲劳概率寿命的分析流程。最后,结合分析流程,给出了叶片概率性高循环疲劳寿命分析的算例。(本文来源于《现代振动与噪声技术（第九卷）》期刊2011-10-27）
高循环疲劳论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
根据某型航空发动机减重设计需求,考虑到TiB_2颗粒增强铝基复合材料轻质、高强的特点及某型航空发动机低压压气机静子叶片结构特征,开展了基于颗粒增强铝基复合材料的低压压气机静子叶片试验件的高周疲劳性能试验工作。试验结果表明:叶片试验件在3×10~7次循环下的高循环疲劳强度为246.30MPa,基本能够满足某型航空发动机静子叶片类零件的高循环疲劳设计要求。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
高循环疲劳论文参考文献
[1].贾旭,胡绪腾,宋迎东.虑及高循环疲劳的裂纹型外物损伤叶片的可用极限[J].航空动力学报.2019
[2].周超羡,李迪,廖连芳,陈云永.TiB_2增强铝基复合材料低压压气机静子叶片高循环疲劳试验研究[J].航空制造技术.2018
[3].窦英睿.凹坑型外物损伤对TC4高循环疲劳性能的影响及预测方法研究[D].南京航空航天大学.2018
[4].刘洋.某型发动机进气机匣高循环疲劳失效分析及解决方法[C].2016航空试验测试技术学术交流会论文集.2016
[5].韩世伟,石多奇,杨晓光,苗国磊.微结构相关的高循环疲劳分散性计算方法研究[J].金属学报.2016
[6].朱自佳.外物损伤对风扇叶片高循环疲劳强度的影响及预测[D].南京航空航天大学.2016
[7].包珍强,胡绪腾,宋迎东.不同冲击角度外物损伤对TC4钛合金高循环疲劳强度的影响[J].航空动力学报.2015
[8].包珍强.缺口对TC4高循环疲劳强度的影响及预测方法研究[D].南京航空航天大学.2014
[9].胡绪腾,宋迎东.外物损伤对风扇/压气机叶片高循环疲劳性能影响的研究[J].航空发动机.2012
[10].王杰,赵子荣,姚建尧,王建军.压气机转子叶片高循环疲劳概率寿命研究[C].现代振动与噪声技术（第九卷）.2011