● 摘要
XX发动机涡轮盘/叶榫接裂纹故障多发、易发，严重影响飞机的作战性能和飞行安全，其故障性质为低周载荷叠加振动载荷导致的复合疲劳失效。为此，本文以XX发动机涡轮榫接结构为研究对象，开展了榫接裂纹的故障机理、裂纹扩展规律以及评估方法研究。
首先，本文建立了一套试件高温高低周复合疲劳试验系统。针对XX发动机涡轮盘材料GH2036合金，设计了带角裂纹的试件，研究了材料的高低周复合疲劳特性。试验获得了裂纹扩展应力强度因子阀值，为构件寿命预测提供了材料依据。
基于此，本文在已有高低周复合疲劳试验系统基础上，完善了大尺寸真实涡轮榫接构件高温高低周复合疲劳试验技术，着重解决了振动应力测量、榫接部位加温以及预制榫槽角裂纹等技术难题，并开展了XX发动机涡轮榫接构件高温复合疲劳试验，再现了XX发动机涡轮榫接外场故障。
接着，本文提出了一套试验和数值结合的高低周复合疲劳试验载荷谱推算方法。基于损伤等效原则确定了试验谱的保载时间和试验/外场循环换算系数。在此基础上，提出了通过引入不同振幅的高低周复合疲劳试验，并结合榫齿外场故障统计数据确定试验试验谱的振动幅值的方法，进而建立了高低周复合疲劳试验载荷谱，解决了试验寿命与外场使用寿命互相等效换算的难题。
然后，在确定的试验载荷谱基础上，完成了不同配合公差下的榫接复合疲劳试验，揭示了考虑加工偏差的涡轮榫接高低周复合疲劳裂纹扩展规律。结合通过数值模拟确定的临界裂纹长度，可以得到一定检修周期下涡轮榫接的许用裂纹长度，为发动机榫接裂纹检查控制标准提供了依据。
最后，提出了以涡轮盘/叶结构动态响应分析确定试验振动应力的涡轮榫接高低周复合疲劳裂纹扩展数值模拟方法，该方法解决了榫接高低周复合疲劳裂纹扩展数值模拟的载荷施加问题，准确刻画了涡轮榫接多通道传力结构复合疲劳损伤特点和“卸载”特征，计算结果和试验结果很好吻合。
本文研究得到的发动机涡轮榫接高低周复合疲劳裂纹扩展规律和评估方法，为XX发动机大修时涡轮榫齿裂纹检查控制标准提供了技术依据。