航空发动机机匣损伤容限评估及剩余寿命预测

秦丽晔 吴素君 赵海涛 刘 颖

(北京航空航天大学 材料科学与工程学院，北京100191)(北京航空制造工程研究所，北京100024)

本半个多世纪以来，飞机结构设计思想经历了静强度设计、气动弹性(刚度)设计、疲劳安全寿命设计、破损-安全设计、损伤容限/耐久性设计的多次演变.容限设计要求结构应有规定的剩余强度，且损伤增长不超过规定的限制.耐久性设计要求构件的裂纹扩展寿命大于等于规定的设计使用寿命［1－2］，损伤容限与耐久性的结合体现了飞机结构延长寿命、提高可靠性和降低维修成本的综合要求，前者更偏重于安全性，后者则更偏重于经济性.目前针对飞机蒙皮、框架等承力构件以及压力容器的损伤容限分析工作开展较多［3－6］，但针对航空发动机用部件的损伤容限评估工作展开的很少.

航空发动机是航空飞行器的关键部分，而焊接结构是构件的薄弱环节，焊接结构的寿命往往决定着整体构件的寿命，所以研究航空发动机中焊接结构的损伤容限及寿命就显得尤为重要.本文基于英国标准 BS7910-2005［7］，利用失效评估图(FAD，Failure Assessment Diagram)方法，对某飞机发动机模拟机匣(材料为GH4169)中安装座处的焊缝结构(采用氩弧焊对接焊接)进行损伤容限及寿命分析，是将损伤容限分析引入发动机部件的一次有益尝试.

1 评估方法

失效评估图方法是目前对构件进行安全评定的通用方法，其定义了一种双参数的曲线，包含了材料发生断裂的两种形式:塑性崩溃和脆性……