《增材制造飞机发动机涡轮叶片的有限疲劳寿命预测》美国空军2022最新217页博士论文

目前与缺陷有关的疲劳寿命建模技术强调缺陷大小与疲劳寿命的关系，但没有考虑到缺陷可能位于何处的影响。这项研究概述了将缺陷位置纳入模型分析的过程，以便更精确地预测失效周期数和部件内可能发生的最终失效位置。重点是使用IN718的涡轮叶片结构在纯振动载荷下的情况。基本模型使用从开发的有限元模型（FEM）的频率分析中得到的应力图和合成的缺陷尺寸和位置来预测部件的寿命。用IN718打印的测试样本被用来创建实验数据，以验证模型参数、缺陷分布和预测。建议的结果将是一张图，表示可能导致故障的关键位置，以及在考虑到缺陷大小和位置时对疲劳寿命的预测。

本文贡献

1.通过将有限元输出与缺陷相关的疲劳寿命建模联系起来，纳入缺陷位置数据（RO-1），推进了与缺陷相关的有限疲劳寿命建模的技术水平（第四章）。

2.通过对印刷部件与 "设计 "几何形状之间的偏差进行统计研究，使有限元技术包括了AM部件几何形状的物理变化（RO-1）（第三章）。

3.基于改良的El-Haddad有限寿命疲劳模型和缺陷尺寸/位置数据，开发了复杂应力状态下有限寿命部件的预测技术（RO-1）（第四章和第六章）。

4.制定了确定复杂几何形状的检查标准和关键故障位置的标准（RO-1）（第四章和第六章）。

5.将振动疲劳寿命结果与故障缺陷的大小和位置联系起来进行实验（RO-2）（第四章和第五章）。

6.通过实验性的振动弯曲试验验证了有限疲劳寿命模型的预测（RO-3）（第五章）。

对美空军的影响

美空军《2030年科技战略》列出了五项战略能力。其中之一是 "复杂性、不可预测性和质量"，它将增材制造作为一个技术机会来推进。该战略要求用低端、廉价的系统来增强高端平台的功能[42]。增材制造工艺通过在需要时快速制造一个零件，证明了减少对昂贵的长周期硬件的依赖的潜力[24]。AM工艺减少了复杂系统的加工时间，并通过设计限制和制造能力的改变，使部件的连接功能减少了系统的总部件数。目前，这些好处被较高的缺陷产生所抵消，导致更复杂的零件验证过程[10]。

NASA认识到AM给太空带来的优势，但对这种快速变化的技术的安全实施感到担忧[24]。2017年美国宇航局的《金属激光粉末床熔融增材制造航天硬件标准》提供了一个保守的要求方法，允许在航天工业中使用AM，同时考虑到每个部件的缺陷发展。美国宇航局的标准要求多个见证样本来描述AM零件过程中的潜在缺陷群。由于目前的激光粉末床融合（LPBF）系统缺乏反馈控制，控制的可变性，以及缺乏对生产失败方法的了解，NASA还包括定期抽样，以确保生产的零件仍然可以接受[24]。NASA的标准要求所有的零件都要进行表面和体积缺陷的无损评价（NDE），让设计主题专家来定义检查的灵敏度和边界。无损检测目前是通过CT扫描等技术完成的。

涡轮发动机结构完整性计划（ENSIP）MIL-HDBK-1783B记录了购置涡轮发动机时需要评估的一般要求。ENSIP要求确保发动机具有适当的结构特性，以便在规定的设计使用寿命内完成设计任务[43]。在这些要求中，有一个初始缺陷尺寸要求。该计划根据材料、缺陷类型和使用的检查方法，以及检测缺陷的可靠性和置信度，提出了应该检测的各种缺陷尺寸。其原理是为了确定零件中可能存在的缺陷尺寸，以应用损伤容限标准。在无损检测技术的讨论中，ENSIP简要地讨论了使用射线检测（CT扫描是其子集）来检测金属部件中任何深度的缺陷。这个过程被列为昂贵的，这被认为是一个主要的缺点。CT扫描是一个时间密集的过程，需要一个熟练的、经过培训的技术人员来解释数据，并确定最佳的处理设置，以突出材料的空隙并尽量减少扫描伪影。

ENSIP还建立了耐损设计。耐损设计的概念是在有缺陷的情况下保证任务的寿命。损伤容限设计的要求是检测出两倍于临界裂纹尺寸的裂纹，这是从El-Haddad无限寿命模型等模型中计算出来的。ElHaddad模型描述了从无缺陷疲劳寿命预测到裂纹增长主导疲劳寿命的转变。转移点被定义为临界裂纹长度。[22]. ENSIP继续规定，在存在两倍于临界裂纹长度的裂纹时，部件必须能够至少存活两个检测周期。El-Haddad模型经过修改，允许任意的缺陷尺寸/形状[8]，并根据缺陷尺寸和周期应力比来预测有限寿命[11]。RO-1的设计是为了扩展修改后的El-Haddad模型，以包括多轴应力环境中的缺陷位置对部件的预测设计寿命的影响。RO-2提供了测试数据来量化改进后的模型的预测能力。