航空发动机涡轮叶片疲劳寿命预测和可靠性分析.pdfVIP

2024.02科学技术创新-209-

航空发动机涡轮叶片疲劳寿命预测可靠性分析

马雄，李翠，杨飘

(贵州民族大学数据科学与信息工程学院，贵州贵阳)

摘要：针对航空发动机涡轮叶片未及时检修发生疲劳破坏造成发动机故障问题，本文对航空发动机涡轮

叶片做结构可靠性分析，从而进行故障风险评估以及优化涡轮叶片的巡检时间。以我国航空发动机常用的涡轮

叶片材料———GH4033作为研究对象，利用应力-强度干涉模型，结合GH4033材料疲劳试验数据，基于P-S-N

曲线对涡轮叶片寿命进行预测。同时，在应力参数和安全系数K已知，强度参数未知时，对强度参数作了极大

似然估计。结果表明，极大似然估计值接近真实值。

关键词：涡轮叶片；疲劳寿命；可靠性分析；极大似然估计

中图分类号O213.2文献标识码A文章编号2096-4390渊2024冤02-0209-04

引言据进行正态性检验，基于应力-寿命试验数据建立S-

目前，我国航空发动机的叶片材料主要分为变形N曲线，然后引入概率P（存活率），绘制P-S-N曲线。

耐高温合金、铸造高温合金、超塑性成形钛合金、金属其次，据安全系数K和应力-强度干涉模型，在符合

间化合物和新型材料五类，其中最常见的航空发动工程要求的可靠度下，对强度参数进行极大似然估

机叶片材料是变形高温合金，已有50多年的历史。我计，从而得到航空发动机涡轮叶片的强度。

国的军用航空发动机叶片材料以K465、K4002、1GH4033合金材料疲劳试验

DZ125、GH4033、GH4037为主。孙宇博利用Paris公式以GH4033为材料的合金主要以镍-铬合金为基体，

daCKm主要用做航空发动机的涡轮工作叶片，在700~750益

（）为理论依据，结合不同应力水平作

dN

然能够保持足够的高温强度，是国内外航空发动机涡

用下疲劳裂纹扩展速率及尖端强度因子的变化，建立

轮叶片常使用的合金材料之一。

振动试样剩余寿命计算模型，通过振动疲劳试验测得

[1]GH4033合金的化学成分及力学性能如表1、表2

结果对数值模型计算的可靠性进行验证。李福以材

料GH4037为研究对象，获取微观表1GH4033合金化学成分

组织参数以及材料数据，进行归一主要成分杂含量（%）

CrNiCAlTiFe

化分析处理。分析隐含层数、隐含19.0-22.0余量0.03-0.080.60-1.002.40-2.804.0

层节点数、学习效率、训练目标、传表2GH4033室温下力学性能

递函数、训练函数等对BP网络模温度C

温度(益)

拉伸强度（MPa）断面压缩率（%）规定非比例伸长应力（MPa）室温硬度（HBS）

[2]