CN109060326B - 一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法 - Google Patents

一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109060326B
CN109060326B CN201810797367.9A CN201810797367A CN109060326B CN 109060326 B CN109060326 B CN 109060326B CN 201810797367 A CN201810797367 A CN 201810797367A CN 109060326 B CN109060326 B CN 109060326B
Authority
CN
China
Prior art keywords
metal plate
blade root
vertical metal
blade
test piece
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810797367.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109060326A (zh
Inventor
王荣桥
胡殿印
赵淼东
王西源
毛建兴
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Beijing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Beijing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201810797367.9A priority Critical patent/CN109060326B/zh
Publication of CN109060326A publication Critical patent/CN109060326A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109060326B publication Critical patent/CN109060326B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0016—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings of aircraft wings or blades
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0033—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining damage, crack or wear

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明涉及一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法，(1)利用两个平行金属板中间的垂直金属板模拟叶片形状；(2)利用垂直金属板与平行金属板连接部分的圆角模拟叶根部位结构；(3)以叶片最大厚度作为垂直金属板的厚度，通过调整垂直金属板与轴线的偏移距离、垂直金属板根部的圆角半径与拉伸载荷，保证垂直金属板根部考察位置的Von Mises等效应力、应力梯度、等效应变与实际叶片考察点相同。

Description

一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法
技术领域
本发明涉及一种叶轮机叶根特征模拟件及设计方法，属于航空发动机叶片的叶轮机疲劳性能试验设备技术领域。
背景技术
航空发动机叶片服役条件恶劣(高温、高压、高转速、燃气腐蚀等)，部件承受着交变的机械载荷与热载荷。叶根部位承受着叶片的气动载荷与离心载荷引起的拉力与弯矩，同时又是几何形状突变的部位，应力集中现象比较严重，因此往往是裂纹萌生与扩展的位置。在这种背景下，为了保证发动机叶片的安全性，需要在研制阶段对叶根部位进行模拟件试验。为了保证模拟件试验结果的正确性的同时，降低模拟件的加工成本，需要对叶根模拟件的形状进行设计。
叶根特征模拟件被用来进行疲劳试验，以模拟真实叶片叶根部位的破坏过程。叶根特征模拟件的设计过程中需要考虑的问题包括：(1)如何使叶根特征模拟件的考察位置的应力、应力梯度、应变梯度等参数与真实叶片叶根的危险点保持一致；(2)如何保证叶根特征模拟件上破坏发生的位置即为考察点；(3)在保证前两条的前提下，如何使模拟件的结构简单，容易加工。目前关于叶根模拟试验件的设计非常稀缺。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种叶轮机叶根特征模拟件及试验方法，满足叶片叶根部位模拟疲劳试验的需求，且满足考察位置应力、应力梯度、应变与实际叶片叶根一致，可用于观测叶根位置裂纹的萌生和扩展。
本发明的技术解决方案是：利用两个平行金属板2中间的垂直金属板3模拟叶片形状,利用垂直金属板3与平行金属板2连接部分的圆角5模拟叶根部位结构,并作为试验件的观测位置。在上下两块平行金属板2上又有两个用于加载的加载段1，用过渡圆角4连接于平行金属板2上，加载段1上有并排的销钉孔6，用于与并排销钉夹具连接。
设计之初应获取真实叶片在实际载荷下叶根位置的应力、应力梯度、应变以及几何参数。具体的方法是：(1)获取叶根所在叶片的几何模型，测量叶片最大厚度、叶根部分圆角半径；(2)获取叶片的工作温度以及该工作温度下的材料的弹性模量、泊松比、屈服强度；(3)建立叶片的有限元分析模型，计算叶根部位的应力分布，以叶根部位Von Mises等效应力最大的点作为考察点，获取该点的应力梯度和等效应变。Von Mises等效应力是对某一点应力大小的一种等效。当某点应力状态已知时，Von Mises等效应力的计算公式如下：
其中σx，σy，σz为该点三个方向的正应力，τxy，τyz，τzx为该点的剪应力，即为该点的Von Mises等效应力。
调节模拟件的可变几何参数，使得考察位置等效应力、应力梯度、等效应变与实际叶片叶根一致。具体的方法是：(1)以实际叶片最大厚度作为垂直金属板3的厚度。(2)调节垂直金属板3与加载段1轴线的偏移距离、试验段过渡圆角5半径与拉伸载荷，使得垂直金属板3根部考察位置的Von Mises等效应力、应力梯度、等效应变与实际叶片考察点相同。
为了保证模拟试验件产生裂纹、发生破坏的位置为考察部位而非其他位置，应使得加载段1与平行金属板2连接位置的圆角4半径大于垂直金属板3与平行金属板2连接位置的圆角5半径。同时在确定模拟件所有尺寸后，还需要通过有限元计算进行模拟试验，以确保模拟件的破坏部位为考察位置。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明利用偏置的垂直金属板3模拟叶片，可以实现施加轴向拉伸载荷时，在叶根位置产生弯矩，可以模拟在气动载荷、离心载荷引起的拉力、弯矩作用下，真实叶片叶根部位的疲劳裂纹产生的过程。
(2)本发明利用并排的销钉孔6加载，可以施加比单个销钉孔更大的拉力，同时也便于与夹具连接。
(3)本发明在加载段1与垂直金属板3之间安排平行金属板2，可以使模拟叶片的垂直金属板3受到的拉力更接近真实叶片。
(4)本发明中，加载段1的厚度大于模拟叶片的垂直金属板3的厚度，加载段1与平行金属板2连接的圆角4的半径大于试验段过渡圆角5的半径，以保证叶根部位应力最大，为裂纹产生的位置。
(5)相比直接用真实叶片进行疲劳试验，本发明所有加工表面都为平面或圆柱面，便于机械加工。
附图说明
图1为本发明模拟试验件的结构示意图；
图2为本发明模拟试验件的尺寸图，其中(a)为俯视图，(b)为主视图，(c)为左视图；
图3为本发明模拟试验方法的流程图。
具体实施方式
如图1所示，本发明所涉及的模拟试验件由上下两个加载段1、一对平行金属板2和一个垂直金属板3构成。加载段1位于模拟试验件的两端，与平行金属板2垂直，通过加载段过渡圆角4连接；垂直金属板3位于两个平行金属板2之间，且与加载段1中轴线存在一定偏离，通过试验段过渡圆角5连接。上下两个加载段1上均设置有并排销钉孔6，用于与夹具连接。加载段1与垂直金属板3相互垂直。其中，垂直金属板3模拟叶轮机叶片，试验段过渡圆角5模拟叶根部位，是裂纹萌生的观测位置。
如图2所示，本发明为了保证垂直金属板3根部为等效应力最大位置，要求垂直金属板3的厚度H2小于加载段1的厚度H1，试验段过渡圆角5的半径R2小于加载段过渡圆角4的半径R1。为保证销钉孔不发生损坏，要求销钉孔6的直径D1小于三分之一的加载段1的宽度W1。为了保证垂直金属板3受力均匀，平行金属板2应有足够的厚度，本发明要求平行金属板2的厚度不小于加载段1的厚度H1。
如图3所示，本发明涉及的叶根模拟试验件具体设计方法如下：
(1)获取叶根所在叶片的真实几何形状，测量叶片最大厚度、叶根部分圆角半径。
(2)获取叶片的工作温度以及工作温度下的弹性模量、泊松比、屈服强度。
(3)根据步骤(1)中获取的叶片的真实几何形状，建立叶片的三维模型，根据叶片在实际工作中的转速、流场条件、温度、温度梯度，确定叶片受到的离心载荷、气动载荷、热载荷，结合步骤(2)中获得的材料参数通过有限元分析，获得叶根部位的应力分布。以叶根部位Von Mises等效应力最大的点作为考察点，获取该点的应力梯度和等效应变。
(4)将步骤(1)中获得的实际叶片最大厚度作为垂直金属板3的厚度(图2中的H2)。
(5)调整垂直金属板3与加载段1轴线的偏移距离(图2中的S)、试验段过渡圆角5的半径(图2中的R2)与拉伸载荷，使得垂直金属板3根部考察位置的最大Von Mises等效应力、应力梯度、等效应变分别与步骤(3)中获取的实际叶片叶根部位考察点的最大Von Mises等效应力、应力梯度、等效应变相同。具体的方法是：
a.设计偏移距离S、试验段过渡圆角5的半径R2的多种取值，并进行组合，得到一系列尺寸不同的模拟件几何形状。
b.对于步骤(a)中每一个几何形状的模拟件，通过有限元分析，调整拉伸载荷，使试验段过渡圆角5处的最大Von Mises等效应力与实际叶片叶根部位考察点的相同。
c.比较步骤(b)中所有方案中最大Von Mises等效应力位置的应力梯度与等效应变，其中与步骤(3)获得的实际叶片叶根部位应力梯度与等效应变最接近者作为设计方案
(6)根据疲劳试验机的上下夹头可以达到的最大距离，调整模拟试验件的总长度L1，要求模拟件总长度L1不能超过疲劳机上下夹头的最大距离；根据试验夹具的深度，调整模拟件加载段1长度(L1-L3)/2,要求夹具与加载段过渡圆角4不接触，以免加载段过渡圆角4局部应力过大。
(7)对步骤(6)确定的模拟试验件形状，通过有限元方法施加拉伸载荷，模拟拉伸试验，检验模拟件试验段过渡圆角5是否为Von Mises等效应力最大点。若试验段过渡圆角5已经为应力最大点，则完成设计。若最大Von Mises等效应力发生在其他位置(如销钉孔6、加载段过渡圆角4)，则应当适当增大加载段过渡圆角4半径R1，调整销钉孔6的直径D1、销钉孔6的位置L2、W2，使得最大Von Mises等效应力发生在试验段过渡圆角5。

Claims (6)

1.一种叶轮机叶根部位模拟试验件，其特征在于，包括：两个加载段、一对平行金属板和一个垂直金属板；两个加载段分别位于模拟试验件的两端，与平行金属板垂直，加载段与平行金属板通过加载段过渡圆角连接；垂直金属板位于两个平行金属板之间，且与中轴线存在一定偏离，垂直金属板与平行金属板通过试验段过渡圆角连接；两个加载段上均设置有并排销钉孔，用于与并排销钉夹具连接，施加轴向拉伸载荷；加载段与垂直金属板相互垂直；所述模拟试验件与夹具通过销钉。
2.根据权利要求1所述的叶轮机叶根部位模拟试验件，其特征在于：所述并排销钉孔的直径不超过加载段的宽度的三分之一。
3.根据权利要求1所述的叶轮机叶根部位模拟试验件，其特征在于：所述加载段与平行金属板连接的圆角的半径大于试验段过渡圆角的半径。
4.根据权利要求1所述的叶轮机叶根部位模拟试验件，其特征在于：所述垂直金属板的厚度小于加载段的厚度。
5.根据权利要求1所述的叶轮机叶根部位模拟试验件，其特征在于：所述平行金属板的厚度不小于加载段的厚度。
6.一种利用权利要求1所述的叶轮机叶根部位模拟试验件进行叶轮机叶根部位模拟设计方法，其特征在于步骤为：
(1)获取叶轮机叶根部位所在的叶片的几何模型，测量叶片最大厚度、叶根部分圆角半径；
(2)获取叶片的工作温度，以及该温度下材料的弹性模量、泊松比和屈服强度；
(3)根据叶片在实际工作中的转速、流场条件、温度和温度梯度，确定叶片受到的离心载荷、气动载荷和热载荷；
(4)以步骤(1)中所述叶片的几何模型作为实体模型，以步骤(2)中所述的弹性模量、泊松比、屈服强度作为材料参数，以步骤(3)中所述的气动载荷、离心载荷、热载荷作为施加的载荷，进行有限元分析，计算叶根部位的应力分布，以叶根部位Von Mises等效应力最大的点作为考察点，获取考察点的应力梯度和等效应变；
(5)以叶片最大厚度作为垂直金属板的厚度，通过调整垂直金属板与加载段轴线的偏移距离、垂直金属板根部的试验段过渡圆角半径与拉伸载荷，保证垂直金属板根部考察位置的Von Mises等效应力、应力梯度、等效应变分别与步骤(4)中获得考察点的Von Mises等效应力、应力梯度和等效应变相同；
(6)对经过步骤(5)确定的叶轮机叶根部位模拟试验件，根据确定的拉伸载荷，通过有限元分析进行模拟试验，确保模拟件受到拉伸载荷时，最大Von Mises等效应力与应力梯度发生在垂直金属板根部的试验段过渡圆角处，而非其他位置。
CN201810797367.9A 2018-07-19 2018-07-19 一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法 Active CN109060326B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810797367.9A CN109060326B (zh) 2018-07-19 2018-07-19 一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810797367.9A CN109060326B (zh) 2018-07-19 2018-07-19 一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109060326A CN109060326A (zh) 2018-12-21
CN109060326B true CN109060326B (zh) 2019-09-24

Family

ID=64817506

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810797367.9A Active CN109060326B (zh) 2018-07-19 2018-07-19 一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109060326B (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110704940B (zh) * 2019-08-30 2023-08-18 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 飞机发动机安装交点位置偏差处理方法及发动机推力销
CN111507043A (zh) * 2020-04-29 2020-08-07 西安交通大学 一种基于叶端定时的转子叶片动应力场测量方法及其系统
CN111507042A (zh) * 2020-04-29 2020-08-07 西安交通大学 基于叶端定时的旋转叶片动应力测量方法及其系统
CN111563340A (zh) * 2020-04-29 2020-08-21 西安交通大学 一种转子叶片动应力重构方法及其系统
CN111695286B (zh) * 2020-06-22 2023-10-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法
CN112197922B (zh) * 2020-08-25 2022-03-25 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法
CN112729795B (zh) * 2020-12-25 2022-07-29 北京航空航天大学 一种叶根缘板过渡特征模拟试样
CN112881197B (zh) * 2021-01-15 2022-05-03 北京航空航天大学 一种叶片前缘高周疲劳模拟件及设计方法
CN112525587B (zh) * 2021-02-08 2021-05-18 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 风扇叶片榫头元件级强度试验件取样方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07248316A (ja) * 1994-03-10 1995-09-26 Mitsubishi Chem Corp タービンブレード翼根部の超音波探傷装置
CN1278199A (zh) * 1997-10-27 2000-12-27 西门子西屋动力公司 由多块单晶铸造高温合金叶片段制成的涡轮叶片
CN202648640U (zh) * 2012-05-31 2013-01-02 四川绵竹鑫坤机械制造有限责任公司 一种汽轮机叶片叶根检测模块
CN104912603A (zh) * 2015-04-03 2015-09-16 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 组合式叶根
CN107024386A (zh) * 2017-04-27 2017-08-08 北京航空航天大学 用于叶片载荷施加的试验装置
CN107084844A (zh) * 2017-04-19 2017-08-22 西北工业大学 一种叶片结构模拟件的试验方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202956261U (zh) * 2012-11-01 2013-05-29 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种叶根试验加载装置
CN203849222U (zh) * 2014-05-19 2014-09-24 国家电网公司 T型叶根专用超声波探伤试块
CN105756719B (zh) * 2016-01-08 2018-02-06 北京航空航天大学 一种基于优化算法的压气机静子叶根开槽方法
CN207439319U (zh) * 2017-10-12 2018-06-01 无锡透平叶片有限公司 一种用于汽轮机叶片叶根底槽深度测量的装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07248316A (ja) * 1994-03-10 1995-09-26 Mitsubishi Chem Corp タービンブレード翼根部の超音波探傷装置
CN1278199A (zh) * 1997-10-27 2000-12-27 西门子西屋动力公司 由多块单晶铸造高温合金叶片段制成的涡轮叶片
CN202648640U (zh) * 2012-05-31 2013-01-02 四川绵竹鑫坤机械制造有限责任公司 一种汽轮机叶片叶根检测模块
CN104912603A (zh) * 2015-04-03 2015-09-16 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 组合式叶根
CN107084844A (zh) * 2017-04-19 2017-08-22 西北工业大学 一种叶片结构模拟件的试验方法
CN107024386A (zh) * 2017-04-27 2017-08-08 北京航空航天大学 用于叶片载荷施加的试验装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
OPTIMIZATION STRATERY FOR A SHROUND TURBINE BLADE USING VARIABLE COMPLEXITY MODELING METHODOLOGY;HU DIANYIN;《AIAA JOURNAL》;20160930;全文 *
树脂基复合材料风扇叶片的优化设计;胡殿印;《航空动力学报》;20120731;全文 *
涡轮叶片多重精度MDO方法;王荣桥;《航空动力学报》;20130531;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109060326A (zh) 2018-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109060326B (zh) 一种叶轮机叶根部位模拟试验件及设计方法
CN109163990B (zh) 一种轴向加载高周疲劳裂纹萌生寿命的测量方法
Wang et al. Thermomechanical fatigue experiment and failure analysis on a nickel-based superalloy turbine blade
CN107421984A (zh) 一种空心涡轮叶片叠加高周振动的热机械疲劳试验系统及方法
CN107084844A (zh) 一种叶片结构模拟件的试验方法
CN104713762B (zh) 一种涡流检测用模拟应力腐蚀裂纹的制备方法
US20230038640A1 (en) Method for calculating service life of material under action of thermal shock load
CN106383052B (zh) 一种考虑夹杂的金属疲劳载荷下薄弱区域确定方法
Golden et al. Fracture mechanics based fretting fatigue life predictions in Ti–6Al–4V
CN111665132A (zh) 一种开口角隅疲劳裂纹扩展测量方法
CN103105477A (zh) 一种预测锻态钢锻造裂纹萌生的方法
CN108106829A (zh) 一种燃气轮机大型叶片的高周疲劳试验方法与装置
CN110057671A (zh) 一种锂电池极耳超声波焊接剥离强度的检测方法
CN209802841U (zh) 一种模拟金属板材拉伸-剪切复杂应力状态的试验夹具
CN104655483B (zh) 一种挂式片状试样拉伸、持久用夹具
CN108195672A (zh) 一种材料拉扭破坏应力及破坏面方向的预测方法
CN108333043A (zh) 一种基于fbg传感器的复合材料修补结构裂纹实时监测方法
CN113720706B (zh) 一种混合结构三钉连接件热疲劳试验的热应力等效方法
CN104807703B (zh) 一种曲板气密、压缩载荷试验装置
CN102654439B (zh) 一种锻件内部孔洞型缺陷焊合程度的评价方法
Ball et al. The impact of forging residual stress on fatigue in aluminum
CN111855413A (zh) 复材风扇叶片叶根元件级试样的拉-弯耦合强度试验系统
Nozhnitsky et al. Numerical simulation of spin testing for turbo machine disks using energy-based fracture criteria
CN113049371B (zh) 一种金属材料破坏强度测试方法
CN114282411A (zh) 一种用于含裂纹焊接构件的蠕变寿命预测方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant