CN107092728A - 一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法 - Google Patents

一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，它包括以下步骤：SI、载荷建模分析：SII、计算标准载荷谱；SIII、拉紧轴疲劳试验。本发明的有益效果是：通过有限元计算方法与Miner线性累积损伤理论，确定该型发动机拉紧轴的标准循环载荷谱，基于循环载荷谱成功的开展风扇拉紧轴的疲劳寿命试验研究，进一步确定拉紧轴在标准循环载荷下的安全使用寿命，该试验方法具有操作流程少、试验效率高的特点，同时对发动机零部件定寿提供重要参考依据。

Description

一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法
技术领域
本发明涉及确定发动机拉紧轴疲劳寿命的技术领域，特别是一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法。
背景技术
航空发动机是飞机的“心脏”，要确保“心脏”正常的工作，避免事故发生的前提条件和技术手段之一是保证发动机转动零部件安全可靠地运行。航空发动机风扇轴作为航空发动机的关键转动零部件之一，它的可靠性对整个飞机的安全可靠运行影响巨大。此外，大多数由机械故障导致的现代军用战斗机重大事故都与发动机有关，而近年来我国航空发动机转动零部件的失效率较高，由转动零部件失效都导致的事故已经超过了重大飞机事故的80％，其中就包括转子系统中的轴类零件。因此，加强对航空发动机零部件的疲劳寿命研究成为了航空发动机整机强度稳定性设计的重要组成部分。
在航空发动机设计试制过程中，对风扇拉紧轴进行模拟加载疲劳试验是一项重要的工作。风扇转子由三级工作轮和后轴组成，工作轮和后轴之间借助端齿和拉紧轴连接，在第I级轮盘和后轴变形确定的情况下，转子的刚性由拉紧轴的拉紧确保。该型发动机为长寿命使用发动机，风扇拉紧轴的疲劳寿命水平对于评价整机使用寿命极其重要。因此需要对拉紧轴进行低循环疲劳试验考核，通过试验检验拉紧轴设计和加工是否具有足够强度和在寿命期具有足够的疲劳寿命。在发动机上风扇拉紧轴主要承受轴向载荷，其中轴向载荷主要由装配拉紧力、转子转动离心力、气动载荷引起的轴向力组成。风扇拉紧轴的结构如图1所示，其中D1、D2、D3分别表示不同部位的直径。
发明内容
本发明通过有限元计算方法与Miner线性累积损伤理论，确定该型发动机拉紧轴的标准循环载荷谱，基于循环载荷谱成功的开展风扇拉紧轴的疲劳寿命试验研究，进一步确定拉紧轴在标准循环载荷下的安全使用寿命，提供一种试验方法简单、试验效率高、对发动机零部件定寿提供重要参考依据的涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，它包括以下步骤：
SI、载荷建模分析：
SI(1)、建立发动机风扇转子强度计算有限元模型，其中叶片以平面应力单元模拟，离心力和叶片轴向重心位置与三维模型等效，剩余转子零件以轴对称单元模拟；
SI(2)、采用ANSYS软件对风扇转子结构、装配后预紧状态、拉紧轴工作状态进行有限元分析，其中包含对风扇转子装配完成后的轴向位移、拉紧轴的轴向位移分布及应力、工作状态下风扇转子的轴向位移、工作状态下拉紧轴的轴向位移计算分析；
SI(3)、ANSYS软件计算结果表明，风扇拉紧轴承受轴向载荷，其中轴向载荷由装配拉紧力、转子转动离心力、气动载荷引起的轴向力组成，各相应载荷作用下拉紧轴的变形量和应力值如表1：
表1载荷作用下拉紧轴变形及应力
SI(4)、根据步骤SI(3)中表1可知，拉紧轴向力理论载荷(系数修正前)为：理论载荷谷值：P1＝195.4kN；理论幅值：▽P＝32.6kN，理论载荷谷值和理论幅值分别对应表1中最后一行的第一个数据和最后一个数据；
SII、计算标准载荷谱：
SII(1)、理论载荷确定后，根据被试拉紧轴试验件实际锻件极限强度(σbs)和技术条件规定标准强度值(σb)，用材料强度修正系数加大试验载荷的方法进行修正，降低材料强度差异对试验结果的影响，修正系数K＝σbs/σb；
SII(2)、修正系数确定后，对试验理论幅值▽P进行放大修正，轴向力幅值修正▽Ps＝K·▽P；载荷峰值P2＝P1+▽Ps，试验中材料强度修正系数按“斯贝MK202发动机应力标准(EGD-3)”的方法确定，计算得出最终的轴向力幅值为▽Ps＝33.2kN；
SII(3)、试验前，静态加载轴向力至P1，记录试验拉紧轴伸长量，若伸长量不满足范围1±0.03mm，则对试验载荷P1进行调整并记录，调整后载荷值作为试验实际谷值，试验峰值按载荷峰值计算公式调整；
SII(4)、完成载荷调整后，按标准循环载荷谱试验，第一循环前0～P1加载过程按40～50s内匀速加载完成，其余循环加卸载参数：t1＝3～5s，t2＝t4＝10s，t3＝25～30s；当试验低周载荷循环数应达到6000次循环时进行检查，检查后进行初步合格判定，随后继续试验至15000次循环；
SIII、拉紧轴疲劳试验：
SIII(1)、采用疲劳试验机对拉紧轴进行疲劳试验，正式开始试验循环之前对拉紧轴进行初始标定，确定试验加载载荷；
SIII(2)、进行3次谷值到峰值，即P1→P2的连续静态加载，每间隔5kN进行一次测量，记录试验拉紧轴应变、伸长量、轴向力数据；根据现场初始标定结果，确定拉紧轴输出拉紧轴向载荷如下：
P1＝195.4kN，对应伸长量ΔL1＝0.987mm(平均值)；P2＝228.6kN，对应伸长量ΔL2＝1.159mm(平均值)；轴向力载荷相对误差不超过1％；
SIII(3)、在6000、12000、15000、30000次循环结束时，进行一次尺寸检查、磁粉探伤，尺寸检查结果如表2，表2中的前4次测试时间分别对应拉紧轴在6000、12000、15000、30000次载荷循环工况时的测试结果，探伤后未发现裂纹，试验时工装及试验零件变形均无异常，探伤后未发现裂纹，试验时工装及试验零件变形均无异常；
表2拉紧轴尺寸检查结果
SIII(4)、由步骤SIII(3)中表2可知被试拉紧轴在该试验器上通过了30000次低循环，试验完成后对拉紧轴进行尺寸及无损检查，经检查后未出现有尺寸超出、螺纹断扣、凸肩切入以及裂纹失效情况发生。
所述的步骤SIII(2)过程中实时监控、修正所加载的载荷大小，使之满足试验要求的载荷允许误差。
所述的步骤SIII(3)中每次循环结束后重新开始试验时，对拉紧轴进行重新标定。
所述的步骤SIII(3)中15000次循环结束后，根据试验件状态增加15000次试验循环数以进一步对拉紧轴进行考核。
所述的步骤SIII(1)中采用MTS810-50T疲劳试验机对拉紧轴进行疲劳试验。
本发明具有以下优点：1、本发明基于有限元方法和Miner线性累积损伤理论，完成了某型发动机拉紧轴的标准循环载荷谱。2、开展了某型发动机拉紧轴的研究，完成了标准载荷谱的施加，结果表明试验中拉紧轴可承受30000次试验循环载荷数，试验之后经检查无裂纹、凸肩切入、螺纹断扣等失效现象，故可认为拉紧轴能够满足发动机全寿命周期使用，最后确定了拉紧轴在标准循环载荷下的安全使用寿命。3、本发明将对航空发动机零部件的结构稳定性设计及疲劳寿命分析提供依据，并且本方法能够成功应用到不同型号发动机的研制过程。
附图说明
图1为风扇拉紧轴的结构示意图；
图2为发动机风扇转子强度计算有限元模型图；
图3为风扇转子装配完成后的轴向位移分布图；
图4为拉紧轴的轴向位移分布和应力分布图；
图5为工作状态下风扇转子的轴向位移分布图；
图6为工作状态下拉紧轴的轴向位移分布图；
图7标准循环载荷谱图；
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的描述，本发明的保护范围不局限于以下所述：
一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，它包括以下步骤：
SI、载荷建模分析：
SI(1)、如图2所示，建立发动机风扇转子强度计算有限元模型，其中叶片以平面应力单元模拟，离心力和叶片轴向重心位置与三维模型等效，剩余转子零件以轴对称单元模拟；
SI(2)、采用ANSYS软件对风扇转子结构、装配后预紧状态、拉紧轴工作状态进行有限元分析，其中包含对风扇转子装配完成后的轴向位移、拉紧轴的轴向位移分布及应力、工作状态下风扇转子的轴向位移、工作状态下拉紧轴的轴向位移计算分析；其中图3为风扇转子装配完成后的轴向位移分布图，图4为拉紧轴的轴向位移分布及应力分布图，图5为工作状态下风扇转子的轴向位移分布图，图6为工作状态下拉紧轴的轴向位移分布图；
SI(3)、ANSYS软件计算结果表明，风扇拉紧轴承受轴向载荷，其中轴向载荷由装配拉紧力、转子转动离心力、气动载荷引起的轴向力组成，各相应载荷作用下拉紧轴的变形量和应力值如表1：
表1载荷作用下拉紧轴变形及应力
SI(4)、根据步骤SI(3)中表1可知，拉紧轴向力理论载荷(系数修正前)为：理论载荷谷值：P1＝195.4kN；理论幅值：▽P＝32.6kN，理论载荷谷值和理论幅值分别对应表1中最后一行的第一个数据和最后一个数据；
SII、计算标准载荷谱：
SII(1)、理论载荷确定后，根据被试拉紧轴试验件实际锻件极限强度(σbs)和技术条件规定标准强度值(σb)，用材料强度修正系数加大试验载荷的方法进行修正，降低材料强度差异对试验结果的影响，修正系数K＝σbs/σb；
SII(2)、修正系数确定后，对试验理论幅值▽P进行放大修正，轴向力幅值修正▽Ps＝K·▽P；载荷峰值P2＝P1+▽Ps，试验中材料强度修正系数按“斯贝MK202发动机应力标准(EGD-3)”的方法确定，计算得出最终的轴向力幅值为▽Ps＝33.2kN；
SII(3)、试验前，静态加载轴向力至P1，记录试验拉紧轴伸长量，若伸长量不满足范围1±0.03mm，则对试验载荷P1进行调整并记录，调整后载荷值作为试验实际谷值，试验峰值按载荷峰值计算公式调整；
SII(4)、完成载荷调整后，按标准循环载荷谱试验，即如图7所示，第一循环前0～P1加载过程按40～50s内匀速加载完成，其余循环加卸载参数：t1＝3～5s，t2＝t4＝10s，t3＝25～30s；当试验低周载荷循环数应达到6000次循环时进行检查，检查后进行初步合格判定，随后继续试验至15000次循环；
SIII、拉紧轴疲劳试验：
SIII(1)、采用疲劳试验机对拉紧轴进行疲劳试验，正式开始试验循环之前对拉紧轴进行初始标定，确定试验加载载荷。为模拟拉紧轴考核部位的标准应力循环，应保证疲劳试验机上的拉紧轴具有其在发动机上飞行相同的边界条件和载荷分布；边界条件模拟的真实程度是试验成败的关键因素，对边界条件模拟考虑二个因素：即试验件在发动机上的支承与联结处的受力特点和被试件的支承刚性与几何特征，力求达到在试验件实际工作中受力状态的准确再现。试验拉紧轴两端使用发动机上与拉紧轴配合的零件，结合试验转接段模拟发动机上的支撑状态以及支点承力状态，实现发动机上安装状态的模拟。所述的疲劳试验机采用计算机控制系统，数据采集分析系统包括：计算机、电阻应变仪、测量电桥、直流稳压电源、位移传感器等；
SIII(2)、进行3次谷值到峰值，即P1→P2的连续静态加载，每间隔5kN进行一次测量，记录试验拉紧轴应变、伸长量、轴向力数据；根据现场初始标定结果，确定拉紧轴输出拉紧轴向载荷如下：
P1＝195.4kN，对应伸长量ΔL1＝0.987mm(平均值)；P2＝228.6kN，对应伸长量ΔL2＝1.159mm(平均值)；轴向力载荷相对误差不超过1％；
SIII(3)、在6000、12000、15000、30000次循环结束时，进行一次尺寸检查、磁粉探伤，尺寸检查结果如表2，表2中的前4次测试时间分别对应拉紧轴在6000、12000、15000、30000次载荷循环工况时的测试结果，探伤后未发现裂纹，试验时工装及试验零件变形均无异常，探伤后未发现裂纹，试验时工装及试验零件变形均无异常；
表2拉紧轴尺寸检查结果
SIII(4)、由步骤SIII(3)中表2可知被试拉紧轴在该试验器上通过了30000次低循环，试验完成后对拉紧轴进行尺寸及无损检查，经检查后未出现有尺寸超出、螺纹断扣、凸肩切入以及裂纹失效情况发生。
所述的步骤SIII(2)过程中实时监控、修正所加载的载荷大小，使之满足试验要求的载荷允许误差。所述的步骤SIII(3)中每次循环结束后重新开始试验时，对拉紧轴进行重新标定。所述的步骤SIII(3)中15000次循环结束后，根据试验件状态增加15000次试验循环数以进一步对拉紧轴进行考核。所述的步骤SIII(1)中采用MTS810-50T疲劳试验机对拉紧轴进行疲劳试验。
本次试验分析的主要结果为：1、本次拉紧轴疲劳试验后试验件达到规定的6000次目标循环数，经检查无裂纹、凸肩切入、螺纹断扣等失效现象，试验后尺寸符合图纸要求，分析认为该试验结果能够保证一个翻修间隔1500次标准循环/2000小时(1500次起落)的使用循环。2、本试验的试验件在试验过程中未出现失效，根据目前所达到的30000次试验循环数认为可满足发动机全寿命周期使用。3、本次试验偏安全考虑，用材料强度修正系数加大试验载荷的方法只对试验载荷幅值进行修正。4、风扇拉紧轴相当于联结螺栓，其作用在于拉紧工作轮保证了风扇转子结构刚性，同时使Ⅰ级盘和后轴有一定变形。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (5)

1.一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，其特征在于：它包括以下步骤：
SI、载荷建模分析：
SI(1)、建立发动机风扇转子强度计算有限元模型，其中叶片以平面应力单元模拟，离心力和叶片轴向重心位置与三维模型等效，剩余转子零件以轴对称单元模拟；
SI(2)、采用ANSYS软件对风扇转子结构、装配后预紧状态、拉紧轴工作状态进行有限元分析，其中包含对风扇转子装配完成后的轴向位移、拉紧轴的轴向位移分布及应力、工作状态下风扇转子的轴向位移、工作状态下拉紧轴的轴向位移计算分析；
SI(3)、ANSYS软件计算结果表明，风扇拉紧轴承受轴向载荷，其中轴向载荷由装配拉紧力、转子转动离心力、气动载荷引起的轴向力组成，各相应载荷作用下拉紧轴的变形量和应力值如表1：
表1载荷作用下拉紧轴变形及应力
SI(4)、根据步骤SI(3)中表1可知，拉紧轴向力理论载荷(系数修正前)为：理论载荷谷值：P1＝195.4kN；理论幅值：▽P＝32.6kN，理论载荷谷值和理论幅值分别对应表1中最后一行的第一个数据和最后一个数据；
SII、计算标准载荷谱：
SII(1)、理论载荷确定后，根据被试拉紧轴试验件实际锻件极限强度(σbs)和技术条件规定标准强度值(σb)，用材料强度修正系数加大试验载荷的方法进行修正，降低材料强度差异对试验结果的影响，修正系数K＝σbs/σb；
SII(2)、修正系数确定后，对试验理论幅值▽P进行放大修正，轴向力幅值修正▽Ps＝K·▽P；载荷峰值P2＝P1+▽Ps，试验中材料强度修正系数按“斯贝MK202发动机应力标准(EGD-3)”的方法确定，计算得出最终的轴向力幅值为▽Ps＝33.2kN；
SII(3)、试验前，静态加载轴向力至P1，记录试验拉紧轴伸长量，若伸长量不满足范围1±0.03mm，则对试验载荷P1进行调整并记录，调整后载荷值作为试验实际谷值，试验峰值按载荷峰值计算公式调整；
SII(4)、完成载荷调整后，按标准循环载荷谱试验，第一循环前0～P1加载过程按40～50s内匀速加载完成，其余循环加卸载参数：t1＝3～5s，t2＝t4＝10s，t3＝25～30s；当试验低周载荷循环数应达到6000次循环时进行检查，检查后进行初步合格判定，随后继续试验至15000次循环；
SIII、拉紧轴疲劳试验：
SIII(1)、采用疲劳试验机对拉紧轴进行疲劳试验，正式开始试验循环之前对拉紧轴进行初始标定，确定试验加载载荷；
SIII(2)、进行3次谷值到峰值，即P1→P2的连续静态加载，每间隔5kN进行一次测量，记录试验拉紧轴应变、伸长量、轴向力数据；根据现场初始标定结果，确定拉紧轴输出拉紧轴向载荷如下：
P1＝195.4kN，对应伸长量ΔL1＝0.987mm(平均值)；P2＝228.6kN，对应伸长量ΔL2＝1.159mm(平均值)；轴向力载荷相对误差不超过1％；
SIII(3)、在6000、12000、15000、30000次循环结束时，进行一次尺寸检查、磁粉探伤，尺寸检查结果如表2，表2中的前4次测试时间分别对应拉紧轴在6000、12000、15000、30000次载荷循环工况时的测试结果，探伤后未发现裂纹，试验时工装及试验零件变形均无异常，探伤后未发现裂纹，试验时工装及试验零件变形均无异常；
表2拉紧轴尺寸检查结果
SIII(4)、由步骤SIII(3)中表2可知被试拉紧轴在该试验器上通过了30000次低循环，试验完成后对拉紧轴进行尺寸及无损检查，经检查后未出现有尺寸超出、螺纹断扣、凸肩切入以及裂纹失效情况发生。
2.根据权利要求1所述的一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，其特征在于：所述的步骤SIII(2)过程中实时监控、修正所加载的载荷大小，使之满足试验要求的载荷允许误差。
3.根据权利要求1所述的一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，其特征在于：所述的步骤SIII(3)中每次循环结束后重新开始试验时，对拉紧轴进行重新标定。
4.根据权利要求1所述的一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，其特征在于：所述的步骤SIII(3)中15000次循环结束后，根据试验件状态增加15000次试验循环数以进一步对拉紧轴进行考核。
5.根据权利要求1所述的一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法，其特征在于：所述的步骤SIII(1)中采用MTS810-50T疲劳试验机对拉紧轴进行疲劳试验。
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