【摘 要】
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微动疲劳在航空领域是导致零部件结构失效的一种典型形式,在微动条件下零部件的疲劳寿命可降到普通疲劳寿命的2/3甚至更低。在航空发动机中,微动疲劳通常发生在涡轮榫连接结构上。本文开展了异种材料接触下的单卡头式微动疲劳试验和异种材料接触下的双齿榫连接结构微动疲劳试验,建立了考虑表面硬度的高温微动疲劳寿命预测模型。主要的研究工作和研究结论如下:（1）为了对比异种材料接触对微动疲劳寿命的影响,本文开展了ZS
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微动疲劳在航空领域是导致零部件结构失效的一种典型形式,在微动条件下零部件的疲劳寿命可降到普通疲劳寿命的2/3甚至更低。在航空发动机中,微动疲劳通常发生在涡轮榫连接结构上。本文开展了异种材料接触下的单卡头式微动疲劳试验和异种材料接触下的双齿榫连接结构微动疲劳试验,建立了考虑表面硬度的高温微动疲劳寿命预测模型。主要的研究工作和研究结论如下:（1）为了对比异种材料接触对微动疲劳寿命的影响,本文开展了ZSGH4169/DZ125单卡头式结构微动疲劳试验,并与ZSGH4169/ZSGH4169单卡头式结构微动疲劳寿命进行对比。发现随着温度的升高ZSGH4169/DZ125单卡头式结构微动疲劳寿命降低,不同温度下ZSGH4169裂纹起始萌生角度范围在55°～75°之间,微动疲劳裂纹均出现在接触区下边缘。在常温工况下,异种材料接触对对应的微动疲劳寿命远远小于同种材料接触下的微动疲劳寿命,而在高温工况下,两者的微动疲劳寿命差别不大。（2）由于目前涡轮盘常用材料为ZSGH4169,叶片常用材料为DZ125,因此本文开展了不同温度工况下的DZ125/ZSGH4169单卡头式结构微动疲劳试验。试验发现,同一载荷工况下,微动疲劳寿命随温度的升高而降低;同一温度工况下,微动疲劳寿命随载荷的升高而降低。另外不同温度下DZ125裂纹起始萌生角度范围在40°～50°之间,微动疲劳裂纹均出现在接触区下边缘。随着温度的升高,在微动疲劳过程中产生的摩擦氧化物逐渐增多。（3）基于非线性连续疲劳损伤理论的高温微动疲劳寿命模型为基础,建立考虑表面硬度的高温微动疲劳寿命预测模型。通过有限元软件对DZ125/ZSGH4169及ZSGH4169/DZ125材料接触对进行有限元仿真计算。根据第二章中的随机选取的相关试验数据,分别针对DZ125材料和ZSGH4169材料建立考虑表面硬度的高温微动疲劳寿命预测模型,并对DZ125/ZSGH4169微动疲劳试验的其余工况进行寿命预测,预测结果均在二倍误差带内,从而验证了该寿命模型的有效性。（4）为了更好的模拟涡轮榫连接结构在两个工况下的工作状态,本文根据相关参数要求,设计了双齿榫连接结构模拟件,并在两个工况下进行微动疲劳试验。试验结果发现,在载荷更大,工作温度更高的工况下,微动疲劳寿命较低。两个工况下的失效形式均为榫头下齿发生断裂,榫槽上齿发生断裂,裂纹均产生在接触区边缘。双齿榫连接结构中DZ125和ZSGH4169裂纹萌生角度均在单卡头式微动疲劳试验中对应材料的裂纹萌生角度范围内,说明单卡头式微动疲劳试验可以有效地简化齿形复杂的榫连接结构。利用本文提出的考虑表面硬度的高温微动疲劳寿命模型对双齿榫连接结构微动疲劳试验进行预测并验证。预测结果均在二倍误差带内,从而验证了该寿命模型的有效性。
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