摘要：利用传统线性损伤累积模型对航空发动机叶片进行疲劳研究,由于不能准确描述损伤与载荷之间的关系,导致计算结果不能令人满意。而对于一般的非线性损伤模型,由于忽略扭转振动的影响而易导致在计算中引入误差。为此,基于连续损伤理论,在钛合金TC4（Ti-6Al-4V）疲劳试验中获得叶片材料的S-N曲线的基础上,对CHABOCHE提出的非线性损伤累积模型进行修正,提出适用于航空发动机叶片的连续非线性损伤模型,并验证了模型的正确性。通过与试验数据及线性损伤累积模型的结果进行比对,证明所建立的非线性损伤累积模型能够更准确地反映叶片的损伤累积过程,并利用该模型对某航空发动机叶片进行疲劳寿命预测。

关键词：连续非线性损伤 疲劳试验 模型修正 疲劳寿命 

单位：天津大学内燃机燃烧学国家重点实验室 天津300072 天津大学内燃机研究所 天津300072