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1、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
2、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
3、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飞行剖面表示gH. 川起等与时 间的关系（皿第丘 段）温度TO时的应力一A的/-V将应力剖
4、面分解成如图所示的单个循环，见第&段分解的f方法1 1234应力 在温度TO时求得材料在温度 TO时的曲线（见第9段）已知部件所要求的寿命（梭参若循环表示）将该 值画在材料的S-N曲线，图上E点.的位苴，再将 飞行中部件的应力水平全部乘段币值4ZB.（见第1液）应力（:温度TO时）单个循环对飞行剖面的各个循环使用古廳（ goodman）图换算成相当的零一最 丸循环（:见第11段）寿命n使用通过宫点的S-N曲线求 得部芳的寿命（用零-最大循 环表示）（见第12段）123斗单个循环N/n根据宦义每牛循环的换算 比为N/m N是要求的寿 命，飞机换算比是壬（ N/n）,它实际上是迈因纳（ niner
5、s Law）o 见 第12段）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 N ,N ,T ,T 和高度的飞 H L 1 6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=kl（T轮缘-T内孑L）+K2 （转速）人2材料温度=尺3 （T内孔）+K4 （T轮缘）其中Kl, 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：应
6、力在温度T时极限拉伸强度因此只要将所有的应力水平乘以在温度T寸极限拉伸强度 在温度T时极限拉伸强度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TO,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
7、为：9. 求疲劳曲线91 用试验器的实验结果来分析研制的发动机9.11 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10 3循环时应力等于0.95U.T.S。（ii）在对数坐标上斜率为（log13）。log4最好和最差试件的 S-N 曲线按以下方法确定：i)差的）。 最好的疲劳曲线按以往的经验做出 钢）0.95U.T.S在1000次循环时,应力为。95曲（最好的）以及p-（ ii）9.1.3 轴用于疲劳强度的 S-N 曲线，它包括有推导的集中系数和分散度容差的影响。剪应力9.1.4 特 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
8、，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T （见第7节），若疲劳结果是在0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：在温度T0时的极限拉伸强度 在温度T时的极限拉伸强度若疲劳曲线是由经验数据所确定的，比如说取0.95U.T.S,这时就是使用在温度 T 时的 U.T.S 值。0另外，基准温度也可以按疲劳数据的温度来选定。 说明：在换算比的计算中所使用的 S-N 曲线必须是对于某一特定的发动机， 并已通过试验器试验的结果获得批准循环寿命所用过的曲线。10. 确定所要求的批准循环寿
9、命10.1 方案阶段首先确定部件所要求的寿命，对斯贝 MK202 发动机来说，寿命为 6000循环。 然后我们按最坏的情况假定试验器试验的循环搜名刚好达到这么多次的循环， 并将此寿命点画在材料S-N曲线上（B点）（见第9段）现假定所讨论的 L 次飞行剖面与要求的参考循环数（即产生破坏的循环数）A相当，那么将剖面上的所有应力水平乘以A以后就可以求得真实的应力水平，B其中A实在S-N曲线上，并与所要求的参考循环数表示的寿命相对应的应力。 10.2 试验阶段假如部件已做过试验，就不需要再假定一个要求的批准循环寿命，可以将 B 点直接画在 S-N 曲线上。因此在以上两种情况下，我们都可以得到一组修正的
10、 主循环和次循环。11使用古德曼(Goodman)曲线将次循环转换成“零最大”应力循在稳态应力和交变应力的座标图中，按下列方法求得两点之间连一直线，即得 到每一次循环的古德曼曲线。(i) 所研究的次循环稳态应力和交变应力分量的坐标点。(ii)稳态应力坐标轴上的极限强度点。该点可根据经验数据确定，即取为U,1.1是在基准温度T0时试件的最小极限拉伸强度。1假定：a二(-c )交变应力osc 2 max min1a 二一 (c+a ) 平均应力me an 2 m ax mi n及a =零-最大的当量应力b eqv可由通过座标原点作45直线与古德曼线的交点来得到。b= EQV 土 一EQVEQV 2
11、2根据相似三角形Ub eqv1.1 2Ceqv2A+ bU B max1.1 -2AAc - CB max B min2由此：AQ G )beqvB MA X MINI A 1.11 bB U MI N这样就可以得到一组在温度 T 时零-最大的应力循环。他们和原始的飞行 0剖面（在各种规定的温度下）的疲劳损伤相同。12.在模拟的飞行剖面中由每个循环引起的疲劳损伤的综合效应。 假如试件在某一应力水平下承受 n1 次循环，而该试件破坏循环数为 N1， n1我们就可以认为疲劳寿命“消耗”了巴。根据目前的知识，由不同的应力水N1平引起的疲劳损伤度可以叠加在一起，即在n1 + n 2 +二1时，发生破坏。N1 N 2这就是众所周知的（Miner ）定律。假如部件在L次飞行后破坏，而每次飞行中各应力水平循环一次，那么LL+ += 1N1 N 2给定部件破坏时所要求的参考循环数为N,上式可以写成NNN+ + -N1 N 2LN就是飞行换算比。L现在根据温度T时的S-N曲线就能求得N1,N2等的值。0说明：二的定义为第i次循环的换算比，因此迈因纳定律也可以叙述为：N1飞行的换算比是组成该飞行的各个次循环换算比的总和。N y NL N *i
