题目：钛合金高低周复合疲劳试验方法研究

航空发动机中许多部件都存在低循环疲劳（Low Cycle Fatigue, LCF）和高循环疲劳（High Cycle Fatigue, HCF）的同时作用，由此引起了复合疲劳问题（Combined Cycle Fatigue, CCF）。在疲劳研究中对LCF与HCF交互作用的研究并不成熟，其作用机制尚不明确，在工程中由此引发的事故依然较多。因此为了很好地认识CCF的作用机理，解决航空发动机设计中的CCF问题，必须进行更多的试验和理论研究。而试验研究中必须采用更能接近真实载荷状况的试验方法，同时也须发展相应的寿命或者强度计算模型。

本文首先对TA11钛合金进行了加载LCF预损伤后的HCF强度试验，结果表明对于TA11采用快速试验方法步进法是可以获得其HCF强度的；同时预损伤作用会降低其HCF强度，但降低的幅度与预损伤载荷的最大应力、应力比以及寿命比例之间并无明显的线性关联，因此在工程设计中存在LCF与HCF交互作用的地方必须同时考虑两者进行设计。在试验的基础上发展了HCF的强度计算模型，模型中将整个疲劳破坏过程分为裂纹萌生和裂纹扩展阶段，针对前者采用幂函数模型，针对后者直接采用有应力比修正的Pairs公式进行计算，两者之和即为疲劳总寿命，最后通过给定寿命反算应力得出相应的HCF强度。利用该模型对预损伤试验中的各种载荷状态进行了计算，其结果与试验结果有一定偏差，但总体上还是能较好地预测出LCF预损伤后的HCF强度，可以为工程设计提供一定的依据。

为了对航空发动机中的CCF行为进行更加深入的研究，本文提出了一种可以同时加载拉伸和弯曲载荷，实现双轴加载下CCF试验研究的新方法。该方法主要以单轴疲劳试验机为主体，在其上增加电磁激振器，通过专用夹具来实现双轴载荷的加载。针对不同的试验状态分别设计了常温和高温试验装置，并分别设计了矩形截面和椭圆截面试样，通过有限元分析验证了方法的有效性。同时对常温试验装置进行了验证试验，结果表明限于激振器的功率设计试样在共振状态下激振起的弯曲应力较小，因此进行了较低HCF载荷频率下的CCF试验，结果证明了该方法可进行CCF试验。最后，针对两种CCF寿命模型进行了分析和编程计算，希望能够通过与CCF试验数据相结合获得较好的CCF寿命模型，为工程设计提供参考。采用这两种模型预测了不同载荷下的CCF寿命，并与试验数据相比较。总体而言模型一的预测精度相对较高，但是与试验数据存在交叉，即在高应力区其预测偏于保守，而在低应力区其预测偏于危险；模型二在整个寿命区域内对于CCF寿命的预测都偏于危险。