TC11钛合金微动疲劳裂纹萌生预测分析  

Prediction and Analysis on Fretting Fatigue Crack Initiation of Titanium Alloy TC11

作　　者：石炜[1] 温卫东[2] 崔海涛[2] 

机构地区：[1]中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术国防科技重点实验室,四川江油621703 [2]南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京210016

出　　处：《燃气涡轮试验与研究》2014年第6期37-40,48,共5页Gas Turbine Experiment and Research

摘　　要：针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式,建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE(微动综合损伤参量),建立了微动疲劳特性的分析流程,对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型,对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测,通过比较不同损伤参量的预测结果,验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。In order to solve the fretting fatigue failure problem of dovetail joints between blade and disk in aero-engine, a prediction model was introduced to predict the fretting fatigue crack initiation location, orien-tation, and life. Based on the critical plane theory and the damage mechanism, a fretting damage parameter CSE was proposed by taking consideration of the dominant factors. The control parameter CSE predicted crack initiation of a fretting specimen, and the results confirmed the validity of the prediction model by the comparison of the predicted and the actual failure situations of titanium alloy TC11 specimen.

关 键 词：钛合金 多轴疲劳 榫连接 临界平面法 微动疲劳 裂纹萌生 失效预测 

分 类 号：V231.95[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程] V250.3[一般工业技术—材料科学与工程]