涡轮盘与涡轮叶片是航空发动机十分重要的涡轮转子部件,承受着复杂的循环热载荷及机械载荷,为了保证发动机和飞机在服役期间的稳定性和可靠性,迫切需要对涡轮盘和叶片的强度进行计算,并对其寿命加以预测和控制。本文基于某民航发动机延寿项目的需要,对其涡轮盘和叶片的强度与寿命预估进行了研究。 首先,总结了典型飞行任务剖面的压缩处理方法,针对CFM56发动机的19个起落循环实测载荷数据,统计了转速的雨流计数循环以及排气温度等载荷状态的持续时间,在分析了次循环对发动机造成损伤情况的基础上,去除了对循环疲劳损伤影响不大的无效幅值,得到了此民航发动机的实际工作循环载荷谱。此载荷谱是涡轮转子部件强度和寿命计算的基础,并可为以后编制该发动机的加速任务试车谱提供依据。 然后,在ANSYS软件环境中建立了此发动机涡轮盘、涡轮叶片的三维有限元分析模型。基于热弹塑性有限元和接触非线性有限元分析理论,对各个飞行状态下的涡轮盘、叶片及榫头—榫槽连接件进行了循环应力(应变)计算。找出关键件的疲劳断裂危险点,确定了危险部位的应力剖面,并在此基础上根据EGD-3规定的静强度准则对涡轮盘与叶片的静强度进行了校核。 最后,通过前述应力(应变)的分析计算结果和材料的疲劳特性,分别选用S-N曲线法和Manson-Coffin的Morrow修正式法,对该发动机涡轮盘进行了疲劳损伤与寿命的计算。用两种方法得出的计算结果基本相同,表明了计算方法选择的正确性和计算结果的可靠性。针对涡轮叶片处于复杂应力状态的情况,分别采用四种不同的等效应力合成准则参照对比,探索其合成方法。推导了涡轮叶片的拉森—米勒寿命计算式,并基于此计算方法编写了寿命计算程序,对叶片的疲劳损伤及持久寿命进行了计算。 通过对此民航发动机载荷谱的研究、涡轮盘及涡轮叶片的强度和寿命计算,得出的计算结果和提出的研究方法为提高发动机的可靠性和延长工作寿命提供了一定的参考价值。