CN106289893A - 一种轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空发动机试验领域，特别是涉及航空发动机带有传动臂的转子轮盘盘心孔低循环疲劳寿命试验，提供了一种试验件的制造方法，尤其是一种轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法，特别是带有传动臂航空发动机转子多级轮盘盘心孔疲劳试验的试验件，通过此方法，可以将多级轮盘进行联合试验而模拟更加真实的安装使用条件，避免在试验中传动臂销钉孔过早地出现裂纹失效，进而能够对轮盘盘心孔寿命进行充分的考核验证。
Description
技术领域：本方法是用于航空发动机带有传动臂的转子轮盘盘心孔低循环疲劳寿命试验。
背景技术：航空发动机转子轮盘在使用中一般都有确定的寿命控制要求，并作为发动机的关键件在其生产、使用和修理维护给予高度的重视，这主要是因为，转子轮盘在使用中承受着循环温度、循环转速及叶片循环离心力等严酷载荷，其破坏后，尤其是盘体破裂，将会穿出发动机机匣，进而损坏飞机机体，发生机毁人亡的灾难性事故。
由于轮盘盘心孔在工作时拥有巨大的周向应力，经过一定的循环寿命后萌生力裂纹，经快速扩展将会使轮盘延盘体径向发生破裂，所以盘心孔一般都作为最重要的循环寿命关键部位。决定其循环寿命的主要因素有材料性能、轮盘结构、使用载荷及生产加工工艺等。这些因素在发动机的设计研制、批生产及大批交付用户使用等不同阶段中，可能会发生变化，所以在这些不同的阶段中，都需要开展轮盘循环寿命确定和验证工作。轮盘关键部位循环寿命确定和验证的最有效、最常用的方法就是低循环疲劳寿命试验。
对于带有传动臂的航空发动机转子多级轮盘，各级轮盘之间是通过传动臂上安装的销钉逐级连接，其中的某一级盘再与主轴连接，以此连接方式实现多级轮盘的扭矩传递功能。而其它不与主轴直接相连的轮盘不具备扭矩直接传递的功能，所以在进行轮盘低循环疲劳寿命试验时，只能采用多级轮盘联合进行。然而，由于轮盘传动臂上的销钉孔一般都存在较大的应力集中，在试验过程中，销钉孔会过早地出现裂纹失效而使试验无法继续进行，不能对轮盘盘心孔部位的循环疲劳寿命进行充分的考核和验证。
鉴于上述现实问题的存在，通过研究，在保持轮盘整体结构不变和轮盘传动臂结构存在的情况下，对传动臂结构进行优化设计。发明了一种新的所述盘心孔寿命试验的方法，以此方法可实现对带有传动臂的发动机多级轮盘盘心循环寿命的确定和验证。
发明内容：本发明创造的目的是提供一种试验件的制造方法，特别是带有传动臂航空发动机转子多级轮盘盘心孔疲劳试验的试验件，通过此方法，可以将多级轮盘进行联合试验而模拟更加真实的安装使用条件，避免在试验中传动臂销钉孔过早地出现裂纹失效，进而能够对轮盘盘心孔寿命进行充分的考核验证。
技术方案为：
一种轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法，该轮盘为带有传动臂的航空发动机转子轮盘，该方法为在轮盘的传动臂上相邻的偏心孔之间均进行切槽，并形成多个扇形通槽，具体方法如下：
步骤一、建模
以轮盘的两个偏心孔圆心之间的弧线中点为参照点，以该参照点作为切割扇形通槽的中心建模(使用UG建模)，建模中该扇形通槽的参数包括切槽深H、切槽宽L和倒圆角R；
步骤二、提供槽深H、槽宽L和倒圆角半径R的初始值，通过有限元分析(例如，使用ANSYS软件)得到该初始值情况下，偏心孔边缘的应力值和倒圆角处的应力值；
步骤三、将分析得到的偏心孔边缘的应力值与目标值进行比较；
步骤四、当偏心孔边缘的应力值大于目标值时，调整槽深H和槽宽L的值，之后重新通过有限元分析，得出偏心孔边缘的应力值，执行步骤三；当偏心孔边缘的应力值小于或等于目标值时，结束槽深H和槽宽L的调整；
步骤五、将倒圆角处应力值与此时的偏心孔边缘的应力值进行比较；
步骤六、当倒圆角处应力值大于此时的偏心孔边缘的应力值时，调整倒圆角半径R的值，之后重新通过有限元分析得到倒圆角处的应力值，执行步骤五；当倒圆角处应力值小于或等于此时的偏心孔边缘的应力值时，结束调整；
步骤七、根据上述确定扇形通槽的参数对轮盘进行切槽。
尤其，步骤六中的调整倒圆角半径R的值通过增大倒圆角半径R的值实现。
更具体的，所述的初始值满足以下条件：
槽宽L＝(2π*r1/n)-10r2
槽深H＝3*r2
倒圆角半径R＝r2。
尤其，所述的目标值为所述带有传动臂航空发动机转子多级轮盘在装机后实际工作状态下的偏心孔边缘的应力值。
附图说明
图1为轮盘示意图
图2为轮盘截面示意图；
图3为轮盘盘心孔疲劳试验件示意图；
图4为轮盘盘心孔疲劳试验件截面示意图；
具体实施方式
一种轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法，该轮盘为带有传动臂的航空发动机转子轮盘，该方法为在轮盘的传动臂上相邻的偏心孔之间均进行切槽，并形成多个扇形通槽，具体方法如下：
步骤一、建模
以轮盘的两个偏心孔圆心之间的弧线中点为参照点，以该参照点作为切割扇形通槽的中心建模(使用UG建模)，建模中该扇形通槽的参数包括切槽深H、切槽宽L和倒圆角R；
步骤二、提供槽深H、槽宽L和倒圆角半径R的初始值，通过有限元分析(例如，使用ANSYS软件)得到该初始值情况下，偏心孔边缘的应力值和倒圆角处的应力值；
步骤三、将分析得到的偏心孔边缘的应力值与目标值进行比较；
步骤四、当偏心孔边缘的应力值大于目标值时，调整槽深H和槽宽L的值，之后重新通过有限元分析，得出偏心孔边缘的应力值，执行步骤三；当偏心孔边缘的应力值小于或等于目标值时，结束槽深H和槽宽L的调整；
步骤五、将倒圆角处应力值与此时的偏心孔边缘的应力值进行比较；
步骤六、当倒圆角处应力值大于此时的偏心孔边缘的应力值时，调整倒圆角半径R的值，之后重新通过有限元分析得到倒圆角处的应力值，执行步骤五；当倒圆角处应力值小于或等于此时的偏心孔边缘的应力值时，结束调整；
步骤七、根据上述确定扇形通槽的参数对轮盘进行切槽。
尤其，步骤六中的调整倒圆角半径R的值通过增大倒圆角半径R的值实现。
更具体的，所述的初始值满足以下条件：
槽宽L＝(2π*r1/n)-10r2
槽深H＝3*r2
倒圆角半径R＝r2。
尤其，所述的目标值为所述带有传动臂航空发动机转子多级轮盘在装机后实际工作状态下的偏心孔边缘的应力值。
Claims (4)
1.一种轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法，该轮盘为带有传动臂的航空发动机转子轮盘，该方法为在轮盘的传动臂上相邻的偏心孔之间均进行切槽，并形成具有多个扇形通槽的试验件，具体方法如下：
步骤一、建模
以轮盘的两个偏心孔圆心之间的弧线中点为参照点，以该参照点作为切割扇形通槽的中心进行建模，在建模中的该扇形通槽的参数包括切槽深H、切槽宽L和倒圆角R；
步骤二、提供槽深H、槽宽L和倒圆角半径R的初始值，通过有限元分析得到该初始值情况下，偏心孔边缘的应力值和倒圆角处的应力值；
步骤三、将分析得到的偏心孔边缘的应力值与目标值进行比较；
步骤四、当偏心孔边缘的应力值大于目标值时，调整建模中槽深H和槽宽L的值，之后重新通过有限元分析，得出偏心孔边缘的应力值，执行步骤三；当偏心孔边缘的应力值小于或等于目标值时，结束槽深H和槽宽L的调整；
步骤五、将倒圆角处应力值与此时的偏心孔边缘的应力值进行比较；
步骤六、当倒圆角处应力值大于此时的偏心孔边缘的应力值时，在建模中调整倒圆角半径R的值，之后重新通过有限元分析得到倒圆角处的应力值，执行步骤五；当倒圆角处应力值小于或等于此时的偏心孔边缘的应力值时，结束调整；
步骤七、根据此时的切槽深H、切槽宽L和倒圆角R对轮盘进行切槽。
2.根据权利要求1所述的轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法，其特征在于：步骤六中的调整倒圆角半径R的值通过增大倒圆角半径R的值实现。
3.根据权利要求1所述的轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法，其特征在于：所述的初始值满足以下条件：
槽宽L＝(2π*r1/n)-10r2
槽深H＝3*r2
倒圆角半径R＝r2。
4.根据权利要求1所述的轮盘盘心孔疲劳试验件的制造方法，其特征在于：所述的目标值为所述带有传动臂的航空发动机转子轮盘在装机后实际工作状态下的偏心孔边缘的应力值。
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