某高压涡轮转子系统静强度及疲劳可靠性分析.
终稿航空发动机涡轮盘强度分析
2.2温度载荷
涡轮盘盘体沿径向变化曲线如图
获得涡轮盘的节点温度，加载到有限元模型如图。
2.3边界条件
采用1/N的盘体进行分析计算，需要对可能有周向位移，同时要限制盘体的刚体位移，所以本计算采用约束方程方法约束轮盘的刚体位移。ANSYS程序提供的“约束方程”方法如下：
1.2涡轮盘有限元计算模型
在建立有限元模型时，如果我们只需要分析一级轮盘，则可以使用循环对称基本理论对模型进行简化；如果我们需要同时分析一级和二级轮盘则需要根据实际情况，如果两级叶片数不等，而且没有公约数，则难以把两级叶片系统局限于一个基本的重复扇区来建立模型。
1.2.1循环对称基本理论
对于一个结构，如果结构绕轴每旋转一个角度α，结构（包括材料常数）与旋转前完全相同，则称之为循环对称结构。涡轮在结构上成旋转周期性，可以按三维 群循环对称结构处理。
图11
图12
3.4离心力、温度场、齿面压力混合作用下涡轮盘应力分析
涡轮盘总径向应力,切向应力及其当量应力(Ｖｏｎ-Ｍｉｓｅｓ应力)分布见图13,图14,图15所示。
整个涡轮盘的应力分布是由中心孔到轮缘逐渐减小的。在中心孔处产生了最大的应力及应变量,其平均等效应力水平在835-954ＭＰａ。最大应力处应力为1070ＭＰａ。在工作温度下ＧＨ4033合金材料的屈服应力为885ＭＰａ,因而材料出现了屈服。
(2)轮缘部位与轮盘中心部位的温度梯度;
(3)气动载荷:一是由叶片传来的气体力,二是轮盘前、后端面上的气体压力;
(4)叶片及轮盘振动时产生的振动载荷;
(5)盘与轴连接处的装配应力,等等。
某型发动机涡轮轴疲劳寿命试验研究
上 述实 际情 况 。
４ ３ １ 扭 矩 机构 ： ．． 由 主 扭 和 主 反 扭 以 及 振 扭 三 部 分 组 成 。 别 由 三 分 对 加 载 作 动 简 组 成 三 对 力 偶 ， 主 反 扭 基 本 保 持 扭 力 由 系 的 初 始 位 置 ， 扭 时 ， 扭 力 偶 同 主 反 扭 力 偶 相 平 加 主
２ 试 验 目 的
（ ） 过 寿 命 验 证 试 验 ， 准 某 型 涡 轮 轴 在 标 准 １通 批 循 环 载 荷 作 用 下 １ 次 标 准 循 环 寿 命 。通 过 对 其 涡 轮 Ｏ 轴 疲 劳试 验 数 据 的 分 析 处 理 ， 结 合 理 论 计 算 和 外 场 再
１ 引 言
４ ３ ３ 弯矩 机 构 ： ．．
振 动扭 短 （ ） Ｎｍ 轴 向力 （ Ｎ）
弯矩 （ Ｎｍ）
０ ３ ０ ～ ００ Ｏ １ ０ ０ ～ ５００
０ １ ００ ～ ００
±００ ．５ ±００ ．２
±００ ．５
弯 矩 在 主 轴 不 旋 转 的疲 劳试 验 器 上靠 施 加旋 转 弯 矩 来 模 拟 。 转 加 弯 机 构 固 定 在 一 个 水 平 面 任 意 调 旋
表 １ 试 验 件 明 细 表
类 别
试 验 编 号
内 １
涡 轮 轴 号
９０ １ ４ ２ ５ ５— ＯＭ １３ ６ ４ ８— ８ ５ — ０Ｍ １３ ６ ４ ８— ４ １ — ０６ １ ８ １ — ２ Ｍ ４３ — １ ０ ０ ５ — —５ Ｄ３ ０ ３ —６ — ６ ０７ Ｄ７ ０ ６— １ Ｏ ０ ０— １ ２ Ｄ３ ４ ２ — ９ ０ １—６ ４ ２ ５
本 试 验器 的加 载范 围及 载荷 精 度见 表 ２ 表 ２ ４ Ｓ ２型 试 验 器 性 能 指 标 Ｂ Ｑ３ 载 荷
Ansys一款涡轮增压器热机疲劳分析及试验验证
一款涡轮增压器热机疲劳分析及试验验证[秦承军，吴书朋，王海滨， Liang, Erwin][霍尼韦尔综合科技有限公司交通运输部门，201203][ 摘要 ] 车用涡轮增压器可以提高发动机输出功率和扭矩，提高车辆低速响应特性，提升燃油经济性，帮助发动机设计轻量化，满足排放标准而成为当前汽车市场的热点。
其原理简单，但是处于瞬态高温工作环境下，加上低成本的材料要求使其工作在接近材料极限温度的条件下，其力学行为和强度评估非常复杂。
霍尼韦尔增压器业务结构强度部门根据工程需要开发的高温热-机械疲劳评估模型和方法可以有效解决增压器的强度失效问题。
本文针对一款车用柴油涡轮增压器旁通阀口在发动机上的耐久性试验中的开裂问题，运用该模型和方法，结合工程经验，找出失效原因，提出了解决方案，实物试验验证了该解决方案的有效性。
[ 关键词 ]霍尼韦尔，涡轮增压器，热应力，失效，热-机械疲劳(TMF)TMF Life Evaluation and Validating by Testing for oneTurbocharger[Qin, Chengjun； Wu, Shupeng; Wang, Haibing; Liang, Erwin][Honeywell HTSC-TS, 201203][ Abstract ] The turbocharger is a hot spot in automotive industry since it enhance the engine power and torque without any emission tradeoff; It improve vehicle low speed response and fueleconomy; And it get engine smaller and lighter. Though, turbocharger working principleisn't complicated. It is not easy to know clearly its structure mechanics behaviors, strengthand life evaluation due to the very high temperature operation condition with possiblecheapest material selection. Honeywell Turbo Technology developed serials modeling andmethodology to solve the engineering issue. It includes the gas flow and thermal boundarycondition for turbine housing, Chaboche model parameter for TMF (thermo-mechanicalfatigue) life evaluation, etc. This paper introduce a practice using these modeling andmethodology to solve successfully a waste gate crack issue occurred in one dieselturbocharger endurance test on engine.[ Keyword ] Honeywell, Turbocharger, thermal stress, failure, thermo-mechanical fatigue (TMF).1前言涡轮增压器是利用发动机排出废气的热能和动能来压缩空气以增加发动机进气量，在保持发动机工作效率不变和不加大发动机排量的情况下可以有效提高发动机的功率及扭矩。
航空发动机涡轮叶片疲劳寿命及可靠性分析
2023-11-04•引言•航空发动机涡轮叶片概述•航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析•航空发动机涡轮叶片可靠性分析•航空发动机涡轮叶片可靠性验证与实验目•研究结论与展望录01引言研究背景与意义航空发动机涡轮叶片是发动机的核心部件，其性能直接影响到发动机的性能和安全性。
涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性是评估其性能的重要指标，对于保证发动机的安全运行具有重要意义。
随着航空发动机技术的不断发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的要求也越来越高，因此需要进行深入的研究。
国内外对于航空发动机涡轮叶片疲劳寿命及可靠性的研究已经开展了多年，取得了一定的研究成果。
目前的研究主要集中在材料选用、结构设计、表面处理等方面，以提高涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性。
随着计算机技术和数值模拟技术的发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的分析已经越来越精确，对于发动机的设计和优化具有重要意义。
研究现状与发展02航空发动机涡轮叶片概述涡轮叶片的结构涡轮叶片由叶身、叶根和榫头等组成，叶身是工作部分，叶根是连接部分，榫头是定位部分。
涡轮叶片的功能涡轮叶片是航空发动机的关键部件之一，负责将高温高压的气体转化为机械能，为飞机提供动力。
涡轮叶片的结构与功能涡轮叶片的工作环境涡轮叶片需要在高温、高压、高转速的恶劣环境下工作，最高温度可达1000℃以上，最高转速可达每分钟数万转。
涡轮叶片的工作工况涡轮叶片需要承受周期性变化的应力、应变，以及气动力、热力等多种复杂因素的影响。
涡轮叶片的工作环境与工况涡轮叶片一般采用高温合金、钛合金等高性能材料制造。
涡轮叶片的材料涡轮叶片的制造工艺主要包括铸造、锻造、热处理、表面处理等环节，其中精密铸造和等温锻造是关键环节。
涡轮叶片的制造工艺涡轮叶片的材料与制造工艺03航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析03基于有限元分析的预测模型利用有限元分析软件，对涡轮叶片进行应力分析，预测不同工况下的疲劳寿命。
疲劳寿命预测模型01基于材料性能参数的预测模型考虑材料性能参数，如弹性模量、屈服强度、抗拉强度等，建立疲劳寿命与材料性能之间的数学关系。
航空发动机涡轮叶片材料疲劳寿命模拟分析
航空发动机涡轮叶片材料疲劳寿命模拟分析1. 引言航空发动机是飞机的心脏，其性能和可靠性直接关系到飞机的安全和运营成本。
而发动机涡轮叶片作为发动机的核心部件之一，用于承受高温高压气流的冲击和旋转负载，其材料的疲劳寿命特性对于发动机的运行和维护具有重要意义。
在发动机的设计和生产过程中，对涡轮叶片材料的疲劳寿命进行模拟分析，可以有效预测其寿命，加强产品性能和安全性。
2. 背景疲劳是材料在交替载荷作用下所产生的损伤，是站在工程实践上理解和认识材料性能和寿命的一个重要问题。
对于涡轮叶片等高强度零件而言，其在高温高压等恶劣环境下长时间运行，很容易产生疲劳损伤。
因此，对于涡轮叶片材料的疲劳特性研究和寿命预测，对于发动机生产和使用的过程具有重要意义。
3. 涡轮叶片材料的疲劳寿命模拟方法3.1 疲劳寿命估算方法根据疲劳寿命估算原理，可以选择基于应力水平的估算方法或者基于试验数据的估算方法。
针对涡轮叶片等复杂结构和工况，基于有限元方法的疲劳寿命估算方法具有比较高的准确度和适用性，也是当前研究涡轮叶片材料疲劳寿命最为有效的方法之一。
3.2 有限元分析方法有限元分析是目前最为广泛使用的计算机仿真分析方法之一，可以通过离散化、求解和后处理等过程，模拟大量工程问题的复杂物理场。
对于疲劳寿命分析而言，有限元分析方法可以直接基于实际工况模拟受力分布和变形情况，从而通过应力-循环寿命曲线和损伤积累特性，计算出涡轮叶片的疲劳寿命。
3.3 循环寿命分析循环寿命是材料在交替载荷作用下出现裂纹和断裂之前的循环次数。
在涡轮叶片材料疲劳寿命模拟中，通过循环寿命分析可以获取涡轮叶片材料的循环寿命，从而评估其使用寿命和寿命损伤程度。
4. 涡轮叶片疲劳寿命模拟分析实例为了更深入地了解涡轮叶片材料的疲劳特性和模拟分析过程，以下是一个典型的实例。
4.1 问题描述某型号涡轮叶片，材料为热压熔结镍基合金，叶片尺寸为长80毫米，宽22毫米，厚度3毫米。
叶片常温下的静态强度为1100MPa，材料的疲劳极限为310MPa。
大型燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命研究共3篇
大型燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命研究共3篇大型燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命研究1大型燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命研究燃气轮机是一种高效可靠的动力装置，适用于许多领域，包括空客工业、能源生产和石油勘探。
在燃气轮机中，涡轮叶片是最容易受到疲劳影响的部件之一。
因此，对于大型燃气轮机涡轮叶片的疲劳寿命进行研究至关重要。
疲劳是材料或构件在循环应力下的疲劳破坏。
涡轮叶片通常受到很高的应力和温度，这可能导致疲劳开裂。
疲劳破坏是一种微弱的、渐进的过程，可能导致不可逆的结构损坏。
因此，预测涡轮叶片的疲劳寿命至关重要。
大型燃气轮机涡轮叶片的疲劳寿命研究通常需要借助模拟和实验。
模拟通常包括数值模拟和仿真，在模拟中，考虑到各种应力载荷、材料疲劳特性和涡轮叶片的结构特征，从而预测疲劳寿命。
实验通常包括试验评估和疲劳试验，在试验评估中，对材料能力、疲劳极限等进行测试，而在疲劳试验中，对涡轮叶片的疲劳性能进行验证。
大型燃气轮机涡轮叶片的疲劳寿命研究不仅仅是保证设备寿命的关键因素。
它也可以为设备改进、材料选择、质量控制和维护计划提供关键信息。
在开展涡轮叶片疲劳寿命研究时，需要对涡轮叶片重要的几何参数、材料性能、应力载荷等进行全面的评估。
面对日益严峻的市场竞争，燃气轮机开发商和制造商都致力于开发出更安全、可靠、可持续的设计。
疲劳寿命是大型燃气轮机设计的关键考虑因素之一。
因此，需要进行充分和全面的大型燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命研究，以确保装置的长期使用、生产效率和安全性综上所述，研究大型燃气轮机涡轮叶片的疲劳寿命至关重要。
通过模拟和实验，可以预测和验证涡轮叶片的疲劳性能，为设备改进、材料选择、质量控制和维护计划提供重要信息。
在当前的市场竞争中，保证装置的长期使用、生产效率和安全性是燃气轮机制造商的首要任务之一。
因此，需要不断深入和完善大型燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命的研究大型燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命研究2随着现代工业的不断发展，大型燃气轮机在国家经济建设中占据着重要地位。
基于ABAQUS的某型发动机涡轮叶片静强度及振动特性分析
长沙航空职业技术学院学报JOURNAL OF CHANGSHA AERONAUTICAL VOCATIONAL AND TECHNICAL COLLEGE第21卷第1期2021年3月V ol.21 No.1Mar. 2021DOI:10.13829/ki.issn.1671-9654.2021.01.002基于ＡＢＡＱＵＳ的某型发动机涡轮叶片静强度及振动特性分析周际鹏，陈清阳，罗铁彬（国营长虹机械厂，广西 桂林 ５４１０００）摘要：应用ABAQUS 有限元分析软件对某型发动机涡轮叶片的静强度和振动特性进行分析，得到了涡轮叶片的应力和位移分布云图，验证了涡轮叶片静强度的可靠性，得出涡轮叶片的各阶固有频率及振型，并绘制坎贝尔共振曲线图，计算涡轮叶片在发动机各工况下的共振裕度，对其发生共振的可能性进行了分析。
根据静强度和振动特性的仿真结果，对涡轮叶片的维护修理和发动机试车等方面提出了相应建议。
关键词：涡轮叶片；静强度；振动特性；共振中图分类号：V215 文献标识码：A 文章编号：1671-9654（2021）01-0006-04Analysis of Static Strength and Vibration Characteristics of Engine Turbine Blades Based onABAQUSZHOU Ji-peng, CHEN Qing-yang, LUO Tie-bin（State-owned Changhong Machinery Factory, Guilin Guangxi 541000）Abstract: ABAQUS finite element analysis software is used to analyze the static strength and vibration characteristics of engine turbine blade. The stress and displacement distribution nephogram of the turbine blade is obtained. The reliability of the static strength of the turbine blade is verified. The natural frequencies and vibration modes of the turbine blades are obtained, the Campbell resonance curve is drawn, the resonance margin of the turbine blades under various operating conditions is calculated, and the possibility of the resonance is analyzed. Based on the simulation results of static strength and vibration characteristics, some suggestions on turbine blade maintenance and engine test are put forward.Key words: turbine blade ；static strength ；vibration characteristics ；resonance 收稿日期：2020-08-20作者简介：周际鹏（1992- ），男，湖北仙桃人，工程师，力学硕士，研究方向为发动机结构损伤修复。
涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性评估
涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性评估牟园伟;陆山【摘要】为评估涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性，考虑涡轮盘材料及载荷的分散性，采用响应面法与蒙特卡洛法相结合的方法，建立涡轮盘持久寿命可靠性分析模型。
对给定中间以上状态工作时间400 h的涡轮盘进行持久寿命可靠度计算，并考察应力松弛效应对涡轮盘持久寿命的影响。
在持久寿命可靠性分析的基础上，根据Miner线性累积损伤理论，对考虑蠕变损伤的涡轮盘低周疲劳寿命进行可靠性评估。
结果表明，该涡轮盘满足400 h持久寿命、寿命安全系数1.5，及1500周低周疲劳寿命、寿命安全系数2.0的使用要求。
%To predict the creep rupture and LCF life reliability of a turbine disk, considering the scatter of turbine disk material parameters and load parameters, using the response surface fitting and Monte-Carlo simulation technology, a creep rupture reliability life analysis model was constructed. The creep rupture probabilistic life of a turbine disk working 400 h was calculated. The influence of stress relaxation on the creep rupture probabilistic life was also analyzed. Based on the evaluated creep rupture reliability life and Miner linear cumulative damage theory, the creep/LCF probabilistic life was finally assessed. It turned out that the turbine disk met the design requirements of creep rupture life 400 h, safety factor 1.5 and LCF life 1 500 cycles, safety factor 2.0.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2015(000)003【总页数】6页(P13-18)【关键词】航空发动机;涡轮盘;可靠性;蠕变累积损伤;蒙特卡洛法;响应面法;应力松弛【作者】牟园伟;陆山【作者单位】中航空天发动机研究院有限公司，北京101304;西北工业大学动力与能源学院，西安710072【正文语种】中文【中图分类】V232.3航空发动机各部件中，涡轮盘承受的离心载荷及热载荷最为苛刻。
某燃气轮机高压转子——涡轮抗冲击性能研究
、 ． ＾ Ｈ 、 ． ¨ ＾ ● ＾ ¨ ＾ ＂ 、 ｌ ＂ 、． ＾ ｌ ¨ 、． ＾ ＂ 、 ， ． ｌ＂ ， ＾ ｌ ＂ 、 ＋ ¨ 、 ／－ ＂ 、 ， － 、 ． ＾ Ｉ 、 ＾ ＂ 、． ＾ Ｈ Ｉ ＾ ” 、 ． ．， Ｈ ＾ Ｈ ｄ ＾ ＂
【 摘 要 】 燃气轮机 高压转子一涡轮 受到冲击载荷作用时， 可能会导致燃气轮机的破坏。采用 Ｈ — ｙ
ｐｒ ｓ ｅＭｅｈ对某燃 气轮机 高压转子一 涡轮进行有 限元建模 ， 置 了边界条件 ， 用三角形 变化历程 分别从 并设 利
垂向和水平方向作为冲击载荷输入， 对高压转子～涡轮进行冲击动响应计算和分析 ， 结果表明高压转子一 涡轮对加速度冲击载荷的动态响应特性与冲击载荷的峰值、 加栽方向有关， 动叶片部位是 高压转子一涡轮 结构杭冲击的危险区域。所得结论对燃气轮机抗冲击方面的研究具有一定的参考价值。
ｌｚｄ ｈ ｓｌｉｄｃｔｄｔａ ｔｅ ｈ ｒｃ ｒ ｔ ｓ ｉ ｙ ａ ｉ ｓ ｏｋｒｓｏ ｅｔ ｔｅ ｏｄｏｓｏ ｋａｃ ｌｒ－ ｙｅ Ｔ ｅ ｅｕｔｎ ｉａ ｈｔｈ ａａ ｔ ｉｉ ｔ ｄ ｎ ｃ ｈ ｃ ｐ ｎ ａ ｈ ｃ ｃｅｅａ ． ｒ ｅ ｃ ｅ ｓｃ ｏ ｓ ｍ ｆ ｅ ｓ ｏｈ ｌ ｆ
机 械 设 计 与 制 造
１４ ８
第 ２期
２１ ０ ２年 ２月
Ｍａ ｈ ｎ ｒ Ｄｅ ｉｎ ｃ ｉｅｙ ｓｇ
涡轮盘低循环疲劳两种可靠性分析方法的对比
应力 与 寿命 的 关 系 ， 般 由 Ｓ Ｎ 曲线 描 述 ， 同 存 活 率 的 一 — 不
应变与寿命 的关系 由 ８ Ⅳ曲线描述 ，而基于存 活率 Ｐ的 — Ｐ Ｊ 曲线 能够较好 的描述 材料在给定应 变水平下 的疲 劳寿 ＿ —＼ ７ ， 命 的概率分 布特性。用 Ｍａｏ — ｏｆ ｓｎ Ｃ ｆｎ公 式来 拟合 ｓ Ⅳ曲线 ｉ —
Ｒ ＝Ｐ（ 一 ０ ） （ ５ ）
１ 疲劳 寿命 可 靠性 的两种 模 型
涡 轮 盘 疲 劳 可 靠 性 问题 ， 般 面 临解 决 两类 问 题 ： 是 具 一 一
为应力强度 ， 为应力载荷 。 不 同可靠度 、 同置信度 的应力 强度 ， 不 可由拟合 的 Ｐ Ｓ Ｎ －— 有一定可靠度 的轮盘寿命是多 ，二是一定 轮盘寿命所具有 的可靠度是多少 。第一 类问题 ， 可用载荷 寿命模型求解 ； 而第
二 类 问题 ， 用 载 荷 强 度 模 型 求 解 ［ 可 ２ １ 。
１１ 应 力疲 劳 可 靠 性 模 型 ．
曲线得到 。给定 寿命 Ⅳ后 ， 可代人式（） （ ， ３和式 ４ 分别计算 出置 ） 信度 ０５和 ０９ ． ．５下的应力强度 ，而应力 载荷可 由有 限元计算
得出 ， 本文 由涡轮盘危险点的最大应力 的响应 面方程得 到。
． Ⅳ曲线构成 Ｐ Ｓ Ｎ衄线 。 Ｓ 一 －— 目前在疲劳 可靠性设计 中 ， 常用 的 经验公式有三种 ， 中如式（） 的三参 数幂 函数 ， 其 １ 所示 具有较大 的优越性＿ ３ １ 。函数 中的 Ａ、 Ｃ均为常数 ， 由回归分析得 到 ， Ｂ、 可 而传统 的同ｌ 同归分析 ，无法考虑到不 同温 度和应力时其 方差 寿命分散性 的差别 ， 因此本文用异方差 回归分析 的方法 ， 回归
机械工程中涡轮疲劳失效分析
机械工程中涡轮疲劳失效分析涡轮疲劳失效是机械工程领域中一个重要且复杂的问题。
涡轮机械的工作环境通常非常恶劣，经常承受高温、高压、高速等极端条件，这会导致涡轮部件存在较高的疲劳失效风险。
本文将从涡轮疲劳失效的原因、评估方法以及预防措施三个方面来探讨这一问题。
一、涡轮疲劳失效的原因涡轮疲劳失效的原因主要有材料疲劳强度不足、工作环境引起的应力变化、温度梯度等因素。
首先，材料疲劳强度不足是导致涡轮疲劳失效的重要原因之一。
一般来说，涡轮的工作温度、应力都处于较高水平，对材料的强度要求较高。
如果材料的强度不够，会导致在长时间工作后出现裂纹，并最终导致失效。
其次，工作环境引起的应力变化也是导致涡轮疲劳失效的原因之一。
涡轮机械在运行过程中，由于涡轮叶片的运动和工作介质的影响，会产生应力的变化。
频繁的应力变化会使材料产生循环应力，容易导致疲劳失效。
最后，温度梯度也是涡轮疲劳失效的一个重要因素。
涡轮机械在工作状态下，由于各个部件暴露在不同温度环境中，会导致涡轮内部产生温度梯度。
这种温度梯度会导致涡轮出现热应力，加剧了疲劳失效的风险。
二、涡轮疲劳失效的评估方法由于涡轮疲劳失效的风险较大，为了保证涡轮机械的工作安全可靠，需要进行疲劳失效的评估。
涡轮疲劳失效的评估方法通常包括实验方法和数值仿真方法。
实验方法主要是通过构建涡轮工作环境下的试验台架，对涡轮进行振动和载荷试验，以模拟实际工作环境下的应力变化。
通过观察涡轮的破坏情况和分析试验数据，可以评估涡轮的疲劳失效情况。
数值仿真方法主要是基于有限元分析原理，对涡轮进行数值计算和模拟。
通过模拟涡轮在工作环境下的应力场分布、变形情况，可以得到涡轮的应力历程，进而评估涡轮的疲劳寿命。
三、涡轮疲劳失效的预防措施为了防止涡轮疲劳失效，需要采取一系列的预防措施。
其中包括选择合适的材料、合理设计涡轮结构、优化涡轮表面处理等。
首先，选择合适的材料非常重要。
涡轮机械工作环境通常温度高、应力大，需要选择高强度、高温抗氧化的材料。
涡轮机械疲劳强度分析与优化设计
涡轮机械疲劳强度分析与优化设计引言：涡轮机械在现代工业中扮演着重要的角色，广泛应用于航空、航海、电力等领域。
然而，由于涡轮机械长期运行在高温、高速、高压等恶劣条件下，机械疲劳问题逐渐凸显。
因此，研究涡轮机械的疲劳强度分析与优化设计具有重要意义。
一、涡轮机械疲劳强度分析1.1 材料疲劳性能分析涡轮机械常使用的材料如钛合金、高温合金等，其疲劳性能直接影响机械的寿命和安全性。
通过疲劳试验，可以获得材料的应力-寿命曲线，进而分析材料的疲劳强度。
1.2 应力分析涡轮机械在工作过程中受到的应力是引起机械疲劳的主要因素之一。
通过有限元分析等手段，可以模拟涡轮机械在运行状态下的应力分布，并计算应力集中区域的应力水平，为疲劳分析提供依据。
1.3 疲劳裂纹扩展分析涡轮机械的长期运行会导致表面的微裂纹逐渐扩展，进而引发机械的疲劳断裂。
通过裂纹扩展分析，可以预测机械寿命以及维修周期，提前采取相应的维护措施。
二、涡轮机械疲劳强度优化设计2.1 结构优化设计在涡轮机械的设计阶段，可以通过结构优化手段改善机械的疲劳强度。
例如，通过增加材料的厚度、优化零件的几何形状等，减少应力集中问题，提高机械的抗疲劳能力。
2.2 材料选择优化材料的选择直接影响涡轮机械的疲劳性能。
在设计阶段，可以对不同材料进行疲劳性能对比分析，选取合适的材料以提高机械的疲劳强度。
2.3 加工工艺优化加工工艺的优化对于提高涡轮机械的疲劳强度同样重要。
例如，采用先进的焊接技术、精确的加工设备等，可以减少缺陷出现的概率，提高机械的耐久性。
三、实例分析在某航空发动机的涡轮叶片上，经常出现断裂的问题，导致机械的寿命较短。
通过对该涡轮叶片的疲劳强度分析发现，其受到了较大的应力集中。
针对该问题，设计团队优化了叶片的几何结构，并采用了新的高温合金材料。
通过再次疲劳测试发现，改进后的涡轮叶片的寿命明显提高，成功解决了断裂问题。
结论：涡轮机械疲劳强度分析与优化设计对于提高机械的寿命和安全性至关重要。
高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验
收稿日期：2020-03-30基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：刘闯（1983），男，硕士，高级工程师。
引用格式：刘闯，黄福增，王洪斌，等.高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验[J].航空发动机，2023，49（4）：140-145.LIU Chuang ，HUANG Fuzeng ，WANG Hongbin ，et al.Analysis and test of high pressure turbine disk fatigue load[J].Aeroengine ，2023，49（4）：140-145.高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验刘闯1,2，黄福增1,2，王洪斌1，刘正峰1（1.中国航发沈阳发动机研究所，2.辽宁省航空发动机冲击力学重点实验室：沈阳110015）摘要：针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题，对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行了研究。
根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布，采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考核部位应力水平的影响，对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。
制定了试验方案，设计了试验装置，在旋转试验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验，按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。
结果表明：温度变化对轮盘考核部位应力的影响明显，瞬态温度沿径向呈“V ”型分布，导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%，使其成为涡轮盘的限寿部位；轮盘失效模式为低循环疲劳破坏，裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向，沿径向扩展导致轮盘失效。
关键词：高压涡轮盘；瞬态温度；稳态温度；低循环疲劳；安全寿命；航空发动机中图分类号：V232.5文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.018Analysis and Test of High Pressure Turbine Disk Fatigue LoadLIU Chuang 1,2，HUANG Fu-zeng 1,2，WANG Hong-bin 1，LIU Zheng-feng 1（1.AECC Shenyang Engine Research Institute ，2.Key Laboratory of Aero-engine on Impact Dynamics ：Shenyang 110015，China ）Abstract ：Aiming at the effect of alternating thermal stress on the low cycle fatigue life of turbine disks,the temperature variation field of a high pressure turbine disk during its service process was studied.Based on the measured temperature distribution field time histo⁃ry of the high pressure turbine during the engine test,the effect of temperature field variation was analyzed using FEM to assess the stress level at verification locations of the disk.The cyclic stresses at these locations under engine operating conditions were calculated.The LCF test plan was formed,the test apparatus was designed,and the high temperature LCF test of the turbine disk was carried out on the spin test rig.The safe lives of the disk core and bolt hole locations were determined according to the safe cyclic life approach.The results show that temperature variation has an obvious effect on the stress levels of the above locations of the disk,the transient temperature is distributed in a“V ”shape along the radial direction,resulting in a 25.9%stress level increase at bolt hole locations compared with the stress level under steady-state temperature distribution,making them life-limited locations of the turbine disk.The failure mode of the turbine disk is low cy⁃cle fatigue failure,with cracks originating at the 6and 12o ’clock direction of the bolt-hole,propagating radially leading to the eventual failure of the disk.Key words ：high pressure turbine disk;transient temperature;steady-state temperature;low cycle fatigue;available safe life;aeroengine航空发动机Aeroengine0引言高压涡轮盘是航空发动机中的关键零件，工作环境恶劣，承受着高温、大温差热负荷、高机械负荷的共同作用，一旦失效，直接影响发动机的安全运行[1-2]，而低循环疲劳是发动机盘类零件寿命消耗的主要原因之一[3-4]。
7-2MW各级轴静强度与疲劳强度分析报告
第七章各级轴静强度与疲劳强度校核7.1 行星轮轴轴强度分析轴是齿轮箱传动系统中的关键部件。
在2MW风电齿轮箱中，行星轮轴连接内/外啮合的行星轮，并传递扭矩；太阳轴和中间轴轮毂将扭矩从行星部分传递到平行轮系部分；输出齿轮轴是齿轮箱的输出结构，各轴在风电齿轮箱中均起重要作用。
本章根据2MW风电齿轮箱实际设计图纸，建立整个齿轮箱Romax模型，并依据DIN743-1-2000(轴类零件负载能力计算)标准校核各轴的静强度和疲劳强度。
7.1.1 行星轮轴模型行星轮轴图纸及三维模型分别如图7.1.1所示。
(a) 二维图纸(b三维模型图7.1.1 行星齿轮轴模型各轴段详细参数如表7.1.1。
表7.1.1 轴段参数轴肩从轴基准的偏置距从基准的偏置距基准对象(mm)100轴基准212.00012.000轴肩 13517.000505.000轴肩24555.50038.500轴肩 35557.50040.500轴肩 46582.50025.000轴肩 57584.500 2.000轴肩 68609.00026.500轴肩 79610.000610.000轴基准7.1.2 行星齿轮轴静强度轴静强度校核的目的在于评定轴对塑性变形的抵抗能力，静强度的校核是根据轴上作用的最大瞬时载荷(包括动载荷和冲击载荷)计算的。
在极限扭矩3424.9 kNm时，行星齿轮轴上危险截面的强度计算详细数据如表7.1.2所示。
表7.1.2 危险截面参数表节点指数3σmv (MPa)17.335823节点偏置 (mm)105.000τmv (MPa)10.008842S fatigue 5.127σzdFK (MPa)678.417097S deformation10.879σbFK (MPa)746.258807d (mm)260.000τtFK (MPa)430.852723d i (mm)0.000γFzd,b 1.000A (mm^2)53093γFt 1.000σzdm (MPa)0.126623K2Fzd 1.000σbm (MPa)0.000000K2Fb 1.100τtm (MPa)10.008575K2Ft 1.100σzda (MPa)0.000000σzdmax (MPa)0.126623σba (MPa)66.231225σbmax (MPa)66.231225τta (MPa)0.000000τtmax (MPa)10.008575σzdWK (MPa)361.822452βσzd 1.000σbWK (MPa)361.822452βσb 1.000τtWK (MPa)217.093471βτ 1.000Kσzd 1.000ασzd 1.000Kσb 1.250ασb 1.000Kτ 1.250ατ 1.000σzdADK (MPa)0.000000K10.905σbADK (MPa)339.600125K20.800τtADK (MPa)0.000000K Fσ 1.000ψzdσK0.250K Fτ0.800ψbσK0.250K V 1.000ψτK0.136--由表可知行星齿轮轴的静强度安全系数S=10.879。
燃气轮机涡轮叶片受力特性计算及分析
提供全套毕业论文图纸，欢迎咨询毕业设计(论文)题目：燃气轮机涡轮叶片受力特性计算及分析学生姓名：张海诺学号：班级：专业：指导教师：2015年03月燃气轮机涡轮叶片受力特性计算及分析学生姓名：学号：班级：所在院（系）：指导教师：完成日期：燃气轮机涡轮叶片受力特性计算及分析摘要涡轮叶片是燃气轮机的主要零部件之一，它在高温、高压、高速、恶劣且相当复杂的环境下工作，承受着离心力、气动力、温度应力等循环交变载荷与动载荷作用，叶片容易发生疲劳破坏。
而引起涡轮叶片振动疲劳失效的主要因素是气动载荷激振力，因此本文就涡轮叶片气动载荷进行了研究分析。
首先推导了燃气轮机涡轮叶片气动载荷激振力的表达式，并采用MATLAB仿真技术对气动激振力进行了分析得到的载荷谱，及对周向力进行了谐波分析，得到了其频谱图和各阶谐波分量。
关键字：燃气轮机；涡轮叶片；气动载荷；载荷谱；频谱图Calculation and analysis of mechanical characteristics of gasturbine bladeAbstractTurbine blade is one of the main components of gas turbine， it working in high temperature，high pressure，high speed，bad and very complex environment， under the centrifugal force，aerodynamic force，temperature stress and other cyclic alternating load and dynamic load，prone to fatigue failure of blade. And the main factors causing the failure of turbine bladevibration fatigue is the aerodynamic load excitation force，so this paper turbine blade aerodynamic load was analyzed. First，the expression of gas turbine blade aerodynamic loadexcitation force is derived，and the use of MATLAB simulation technology of pneumatic vibration force are analyzed to get the load spectrum，and the circumferential makes harmonic analysis，obtained its spectrum and harmonic components.Key words：Gas turbine；Turbine blade；The aerodynamic load；Load spectrum；Spectrum目录1 概论 (1)1.1 研究的背景及意义 (1)1.2 涡轮叶片气动载荷国内外研究现状 (4)1.3 涡轮叶片动力学国内外研究现状 (6)1.4 本文的主要内容 (7)2 涡轮叶片受力特性计算表达式的推导 (8)2.1 离心载荷 (8)2.2 温度载荷 (9)2.3 涡轮叶片的气动激振力的分析计算 (10)2.4 本章小结 (17)3 在MATLAB中对气动载荷的仿真分析 (18)3.1 周向力和轴向力的载荷谱 (18)3.2 周向力的其各阶谐波分量 (19)3.3 周向力的频谱图 (21)3.4 本章小结 (21)4 总结 (22)参考文献 (23)致谢 (25)1 概论1.1 研究的背景及意义燃气轮机是一种重要的动力装置，从20世纪50年代开始在电力工业应用，由于当时的材料、机械加工、精密铸造等条件的限制，致使当时的机组单机容量小，热效率比较低，在电力系统中只能作为紧急备用电源和调峰机组等辅助动力设备使用。
终稿航空发动机涡轮盘强度分析
航空发动机涡轮盘静强度分析倪钰鑫苏仲达潘毅飞万家欢刘鑫陈章南京航空航天大学能源与动力工程学院摘要：依照某型航空发动机涡轮盘的实际结构进行有限元建模，并依照涡轮盘的载荷特点，采纳循环对称大体理论对其1/N扇区的载荷进行计算，成立了涡轮盘的有限元模型。
通过涡轮盘结构的静力学分析，验证静强度靠得住性。
关键词：涡轮盘；静强度；有限元0 引言涡轮盘作为航空发动机的关键件，其盘体结构较为复杂，直接经受燃烧室出口高温、高压和高速气流的冲击，所处的环境极端恶劣，由于热应力的存在，其局部区域有可能显现较大的应力、应变，从而致使各类失效故障的发生，因此有必要确信其应力的散布情形。
由于在不同的飞行状态下，涡轮盘危险点的应力可能在弹性范围内，也可能进入塑性范围，因此本文对涡轮盘进行热弹性和有限元应力分析，，以期找到疲劳断裂的危险部位并取得此部位的应力剖面。
1 涡轮盘结构特点及有限元模型的成立涡轮盘的结构特点典型航空发动机涡轮转子具有如下结构特点:(1)一个工作叶片安装在一个榫槽内,共N个榫槽,为了有较适合的叶栅稠度,涡轮盘的榫槽均为斜槽,榫槽均布在轮缘上:(2)采纳大枞树形榫头榫槽;(3)涡轮盘的前后端面还有轴向凸边,凸边外缘车有封严蓖齿,在涡轮盘的前面有加装平稳块的径向凸缘,凸缘上钻有小孔。
涡轮盘有限元计算模型在成立有限元模型时，若是咱们只需要分析一级轮盘，那么能够利用循环对称大体理论对模型进行简化；若是咱们需要同时分析一级和二级轮盘那么需要依如实际情形，若是两级叶片数不等，而且没有公约数，那么难以把两级叶片系统局限于一个大体的重复扇区来成立模型。
循环对称大体理论关于一个结构，若是结构绕轴每旋转一个角度α，结构（包括材料常数）与旋转前完全相同，那么称之为循环对称结构。
涡轮在结构上成旋转周期性，能够按三维N C 群循环对称结构处置。
有限元模型 涡轮盘绕其转轴转动α=2π/N （N 为叶片数）角度后，结构的几何形状和旋转前完全一样。
某型涡轮转子发动机强度和转子动力学分析的开题报告
某型涡轮转子发动机强度和转子动力学分析的开题报告一、研究背景涡轮转子发动机是现代航空发动机的重要组成部分，其性能直接关系到飞机的安全、可靠和经济性。
涡轮转子发动机的强度和转子动力学分析是对其设计和优化的重要研究方向。
因此，对涡轮转子发动机强度和转子动力学的分析和研究具有很高的实际应用价值和科学意义。
二、研究目的本研究旨在通过理论分析和数值模拟的方法，对某型涡轮转子发动机的强度和转子动力学进行分析，为其设计和优化提供理论基础和实际指导。
三、研究内容1. 涡轮转子发动机的叶片和转子的强度分析和优化设计；2. 涡轮转子发动机的旋转动力学分析和振动抑制研究；3. 利用有限元仿真等数值方法对涡轮转子发动机进行动态特性分析和优化。
四、研究方法本研究主要采用理论分析和数值模拟相结合的方法，具体包括：1. 理论计算：分析涡轮转子发动机的叶片和转子的强度、刚度、动力学参数等；2. 有限元分析：建立涡轮转子发动机的有限元模型，进行强度、刚度、动力学仿真计算；3. 振动测试：采用振动测试手段获取涡轮转子发动机的动态响应特征，分析其振动特性和谐响应等参数；4. 仿真计算：通过数值模拟方法，在计算机上对涡轮转子发动机的动态响应特性进行计算和优化。
五、研究意义涡轮转子发动机的强度和转子动力学分析是对其设计和优化的重要研究方向。
通过本研究，将可以：1. 对涡轮转子发动机的叶片和转子的强度进行分析和优化设计，提高其叶片和转子的抗拉强度和抗冲击能力。
2. 对涡轮转子发动机的旋转动力学进行分析，掌握其振动和谐响应的规律，为抑制涡轮转子发动机的振动提供依据。
3. 利用有限元仿真等数值方法对涡轮转子发动机进行动态特性分析和优化，为其设计和优化提供理论基础和实际指导。
六、研究计划本研究计划分为以下几个阶段：1.文献调研、理论分析（1个月）：通过阅读相关学术论文，对涡轮转子发动机的强度和转子动力学进行理论分析，并确定研究方案和实验设计。
2.有限元分析和振动测试（2个月）：建立涡轮转子发动机的有限元模型，进行力学分析和振动测试，并获取相关数据和图表。
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某高压涡轮转子系统静强度及疲劳可靠性分析
端轴颈和轮盘是高压涡轮转子系统的关键部件,承受着复杂的循环热载荷及机械载荷,为了保证端轴颈和轮盘在使用期间的稳定性和可靠性,迫切需要对端轴颈和轮盘的静强度进行计算,并对其进行疲劳破坏分析。
本文基于某项目的需要,对高压涡轮转子系统中的端轴颈和轮盘进行了静强度和疲劳可靠性研究。
首先,根据厂方提供的模型图纸,使用PRO-E软件对此高压涡轮转子系统的实体模型进行绘制,包括高压涡轮叶片、涡轮轮盘、端轴颈及其连接件。
由于模型的形状不规则,对其进行有限元网格划分容易出现包含奇异角的单元,这样会导致在计算过程中产生刚度矩阵奇异。
为了能够顺利进行有限元计算并且不会造成计算结果不准确,本文对模型进行了适当的调整,以期能得到更好的有限元分析模型。
然后,在MARC软件环境中,对高压涡轮转子系统的端轴颈和轮盘部件进行有限元计算。
基于热弹塑性有限元和接触非线性有限元分析理论,对各个工作状态下的端轴颈和轮盘进行了受力分析、找出疲劳断裂危险点以及静强度校核。
并且在修改了初始条件后对端轴颈和轮盘的危险点的应力应变温度情况进行了记录,为以后的可靠性分析做准备。
最后,通过前述应力(应变)的分析计算结果和材料的疲劳特性,选用S-N曲线法对该高压涡轮转子系统进行了静强度和疲劳可靠度的计算。
通过对此高压涡轮转子系统的强度计算和疲劳可靠性分析,得出的计算结果和提出的研究方法为提高端轴颈和轮盘的可靠性和延长工作寿命提供了一定的参考价值。