航空发动机机匣结构完整性研究

admin · 发表于 2023-9-21 18:02:54

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半个多世纪以来，飞机结构设计思想经历了由静强度设计到损伤容限/耐久性设计的演变，损伤容限分析是结构完整性评估的一部分。目前针对飞机蒙皮、框架等承力构件的损伤容限分析工作已经取得了一些进展，但是，针对航空发动机用部件的结构完整性评估工作展开的很少。针对航空发动机用部件进行结构完整性分析，对零部件的延寿、检查周期控制、成本降低具有重要的意义。本文对航空发动机用机匣焊接结构中缺陷评估所涉及的材料性能测试、结构应力分布以及失效评定方法应用做了深入的研究。对GH4169合金母材及氩弧焊焊缝进行了常温及650℃情况下拉伸性能、断裂韧性、裂纹扩展速率测试分析。材料性能试验结果显示，焊缝和热影响区屈服强度、断裂韧性均低于母材，受到焊缝焊趾应力集中的影响，裂纹将在焊缝焊趾处萌生扩展。使用有限元方法计算了机匣应力分布，模拟安装座根部裂纹计算了不规则形状的形状因子。应力分析显示，周向应力为构件的主应力，垂直主应力方向的轴焊缝为极限薄弱环节。基本BS7910失效评估方法，计算得到了机匣的损伤容限及剩余强度。以容限值为临界裂纹尺寸，假设初始裂纹，通过Pairs公式积分得到了机匣的剩余寿命。使用局部以及整体机匣验证件进行了验证试验。试验结果显示损伤容限及剩余强度评价方法可行，计算结果与试验值相比偏于安全。

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