飞行剖面指南讲述.doc

飞行剖面分析指南 摘要 本备忘录详细叙述了将飞行剖面转换成零-最大循环的方法，根据这种方法，就能将试验器上的旋转循环转换成使用参考循环表示的最差疲劳试件的安全循环疲劳寿命。 1. 问题的描述 要讨论的问题是如何以简单的组合来求得一次特定飞行下，在发动机的额任一部件中引起的疲劳损伤程度，以便计算关键部位低频循环疲劳寿命。 例如：一军用飞机，其任务是在一定高度上进行高速机动飞行和低空地面攻击。转速和压气机的出口压力随高度的变化如下图所示： 在飞行中，发动机部件的应力和温度随有关的性能参数而变化。例如盘的应力将随转速和温度梯度而变化，而机匣应力随压力和推力而变化。 为了进行分析，需要知道在整个典型的飞行过程中所研究的特定截面上的应力和温度的变化。通过应力分析，如有可能再应用试验器试验来证实，通常可以给出那些是危险截面。 最理想实在多次飞行中，采用应变片和温度记录仪的方法来求得在典型飞行中的应力剖面。 实际上在发动机飞行时很少使用应变片。但是如果知道有关性能参数的话，就能够计算出应力和材料的温度。在飞行中最好再记录这些数据。假如没有实测的应力和性能参数可利用，例如要分析一台研制中的发动机时，性能部门可以计算出在给定高度，马赫数和推力时要求的主轴转速，温度和压力。 2. 飞行换算比 飞行换算比是用简单的参考应力循环数来确定，并要求该循环数产生和飞行相同的疲劳损伤程度。例如，一次典型的飞行可以和三次参考循环产生相同的损伤。 注意：一个给定的飞行换算比的值并不是单一的，它取决于所选择的发动机部件。这一点很多简单，因为各个部件 的应力水平与不同的发动机参数有关。 通常选择最危险的疲劳部件（即以参考循环表示的疲劳寿命最短的部件），并且就引用该部件的换算比。 3. 指定的参考循环 通常基本的参考循环按发动机选定的“疲劳条件”来确定。这种零-最大-零的循环必须满足下列要求： （a） 在发动机的寿命期间内有规则地出现。 （b） 有关的应力和温度的应力储备系数必须与预计的最差值同一个量级。 4.换算比计算的流程图 5.根据发动机的基本参数确定飞行剖面 初步可以按高度，马赫数和天气确定飞行剖面，或者根据和高度的飞行记录来确定，也可以根据应力和温度记录来确定。 6.确定部件中的应力水平和材料的温度 用于应力计算和材料温度的方法根据所用资料的详细程度而不同。 热应力和温度数据可能最难得到。例如对于旋转轮盘： 应力=k1(T轮缘-T内孔)+K2（转速）^2 材料温度=K3（T内孔）+K4（T轮缘） 其中K1，K2, K3和K4是常数。 7.考虑极限拉伸强度随温度的变化 假设在飞行的各点上（在材料温度T时）的应力水平所引起的疲劳损伤取决于： 因此只要将所有的应力水平乘以就可以认为整个应力剖面是在温度T0时产生的。 现在我们就可以得到用应力与时间表示的飞行剖面，在该飞行剖面中，假定所选定的部件温度均为T0，并且产生的疲劳损伤将不变。 8.模拟的飞行剖面 8.1.忽略时间的标度 为了模拟飞行剖面，首先假定在两峰值之间的应力变化的过程和时间可以不考虑，即忽略中间的非极值点，例如： 8.2.分解层单个的循环 其次假设应力循环的飞行顺序不必考虑，即飞行剖面可以分成彼此间单独作用的单个循环。可以证明：选择最大的应力循环即能取得最真实的模拟。 例如 现在我们就得到模拟的飞行剖面，该剖面中包含有几个单个循环（顺序任意），每个单循环的形式为： 稳态应力水平加一个交变循环应力 9.求疲劳曲线 9．1 用试验器的实验结果来分析研制的发动机 9.1．1 钛合金和镍基合金的盘 S-N曲线（即零-最大应力随破坏循环数而变化的曲线）的确定如下： （i）在循环时应力等于0.95U.T.S。 （ii） 在对数坐标上斜率为。 最差试件的曲线在上述曲线的下方，并处以1.3的系数。 9.1.2 刚盘 最好和最差试件的S-N曲线按以下方法确定： （i） 在1000次循环时，应力为0.95U.T.S（最好的）以及(最差的)。 （ii） 最好的疲劳曲线按以往的经验做出。 9.1.3 轴 （钢） 用于疲劳强度的S-N曲线，它包括有推导的集中系数和分散度容差的影响。 9.1.4 特殊情况 对于某些发动机，习惯上曾使用按实验数据获得的各自的S-N曲线，建议在这种情况下继续使用该经验曲线，以便比较结果。 9.2 疲劳曲线的温度修正 所使用的疲劳曲线必须适用于选定的基准温度(见第7节)，若疲劳结果是在温度T时求得的，那么为了正确地估算寿命，则需要将应力乘以下面的系数，即乘以： 若疲劳曲线是由经验数据所确定的，比如说取0.95U.T.S，这时就是使用在温