CN109885882B - 一种航空发动机叶片模拟件的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，用以研究激光冲击强化对叶片高周疲劳寿命的影响，步骤为：(1)确定叶片模拟件试验方案。包括确定考核段构造、确定试验形式、确定试验仪器、确定加载方案等方面；(2)确定模拟件尺寸。根据试验要求确定考核截面，测量截面参数，并使之简化为便于制造的几何形状；(3)降低叶根应力，保证模拟件在缺口位置发生失效，验证强化的必要性。可以通过变厚度设计和圆角过渡完成；(4)确定缺口的形状和尺寸。模拟件缺口设计为方形缺口，可以设置不同尺寸的缺口用于研究比较；(5)确定试验件高度，主要目的是调节叶片的固有频率。

Description

一种航空发动机叶片模拟件的设计方法

技术领域

本发明是一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，用以研究激光冲击强化对叶片高周疲劳寿命的影响，能够模拟带缺口的真实叶片激光冲击强化后的高周疲劳试验效果，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

航空发动机在使用过程中，叶片前缘极易由于外来物打伤而产生缺口。前缘缺口的存在会产生应力集中，减弱叶片抗高周疲劳能力，增加轮盘安全使用的隐患。激光冲击强化工艺是工业上常用的产生残余应力、提高材料疲劳抗性的处理手段。对叶片前缘进行激光冲击强化，以提高缺口附近材料疲劳抗性，是提高缺口叶片高周疲劳抗性的一种思路。为了研究激光冲击强化对缺口叶片高周疲劳的影响规律，探索高周疲劳寿命的提示方法，需要开展激光冲击强化缺口叶片试验研究。由于真实叶片试验成本高昂，因此需要开展叶片前缘模拟件设计工作，在实验室环境下开展模拟叶片的高周振动试验，通过对比激光冲击强化前后高周疲劳寿命变化，研究激光冲击强化对缺口叶片抗疲劳能力的影响规律。

现有文献“李东霖,何卫锋,游熙等.激光冲击强化提高外物打伤TC4钛合金疲劳强度的试验研究[J].中国激光,2016”通过试验研究了激光冲击强化对外物打伤TC4钛合金疲劳强度的影响，建立了有关的试验方法，但是方法中采用的试验件为平板件，无法准确模拟激光冲击强化后真实叶片的受载响应，不具有工程实用价值。

发明内容

本发明要解决的技术问题为：克服现有技术的不足，提供一种能够模拟带缺口真实叶片激光冲击强化后高周疲劳试验效果的航空发动机叶片模拟件的设计方法，用以研究激光冲击强化对缺口叶片抗疲劳能力的影响规律，服务与支撑航空发动机叶片的激光冲击强化处理与寿命预测技术。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，用以研究激光冲击强化对缺口叶片抗疲劳能力的影响规律。以叶片前缘为模拟部位，根据模拟件的试验目的确定模拟件的基本样式，简化真实叶片的几何形状并考虑应力集中、固有频率、缺口应力场等因素确定模拟件的尺寸参数，实现真实叶片激光冲击强化后受载响应的准确模拟，降低试验成本和难度，实现步骤如下：

第一步，明确试验和试验件的基本要求，形成符合要求的试验方案。根据模拟件设计的基本要求确定叶片考核段构造。模拟件设计应当使得其试验效果，同时尽可能地降低加工难度及试验成本。因而，需要保留真实叶片前缘部位的几何特征，并对真实叶片的几何特征做出简化。根据上述要求，考核段预期设计为等直段。试验形式方面，考虑高周载荷主要来自横向高频激振力，确定试验形式为横向激励振动试验。试验仪器方面，试验仪器可以选用电磁振动台，根据仪器的最优试验频率确定模拟件的固有频率范围；

第二步，确定模拟件的几何尺寸，使模拟件和真实叶片相比，形貌相似、载荷情况类似。叶片高周疲劳最危险的位置在叶片的根部圆弧处。在UG中对叶片模型进行切割，对切割截面进行几何参数测量。测量发现，叶片靠近前缘处宽度变化很小，因此选择用等厚板来模拟，前缘形状曲线类似椭圆，选择用椭圆来模拟；

第三步，降低叶根应力水平，保证缺口处为模拟件的关键考核位置。直叶片叶根处应力最大，最容易发生断裂，但叶片模拟件需要研究激光强化对于含缺口叶片高周疲劳特性的影响规律，需要保证在缺口处发生失效。这就要求在进行模态计算时，缺口处应力水平超过其余各个部分。为了保证这一点，采用变厚度设计和圆角过渡两种方法降低叶根应力水平；

第四步，设计模拟件缺口。真实叶片前缘由于外物打伤会随机形成不规则的缺口，模拟件设计中采用方形缺口的设计。同时，结合一些检修检测技术的发展情况，确定1mm，2mm，3mm三种缺口尺寸；

第五步，调节模拟件固有频率，确定叶片高度。对不同高度叶片进行模态计算可以获得固有频率，反推可以最终确定叶片模拟件的高度。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明通过形状简化和特征抽取，使得成本较低、工艺简单的模拟件能够具有真实叶片的类似形貌，有利于降低叶片试验的成本，提升模拟试件试验结果的准确程度。现有设计方法无法体现叶片特征，试验效果与工程实际的差别较大。

(2)本发明从工程实际出发，通过变厚度设计、圆角过渡两种方式，降低了叶根处的应力水平，防止了叶根部位受载对试验效果造成的影响，从设计角度保证了缺口成为模拟件的关键考核部位。

(3)本发明提出在叶片模拟件上使用方形缺口设计，并提出根据检修准则确定缺口尺寸。这一方法从工程实际出发，加工简单、成本较低，保证了试验效果。

(4)本发明提出通过改变叶片模拟件高度调节叶片固有频率，使得叶片模拟件的固有频率符合试验设备的要求。这一过程是完善模拟件设计的必要步骤，保证了模拟件试验的可操作性。

附图说明

图1为本发明的一种航空发动机叶片模拟件的设计方法流程图；

图2为叶片模型前缘几何尺寸测量示意图；

图3为模拟叶片截面形状图；

图4为减小叶根受力的两种方式示意图，其中，图4(a)为变厚度设计，图4(b)为设置圆角过渡；

图5为模拟件及其缺口形状示意图；

图6为叶片模拟件有限元计算结果图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明一种航空发动机叶片模拟件的设计方法技术方案做进一步说明。

如图1所示，本发明涉及一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，实现步骤如下：

第一步，确定模拟件设计基本要求，形成试验方案。已有研究成果表明，激光冲击强化效果与结构的形状尺寸有很大的关系，相同的激光强化参数下不同的几何形貌产生的强化效果差异很大。为了保证试验件强化效果与真实叶片相近，真实反映激光冲击强化后叶片残余应力的分布情况，提高研究成果在真实叶片上应用的可能性，首先要求模拟试验件保留真实叶片，尤其是前缘部位的几何特征。

模拟件结构不宜太过复杂，否则会带来加工以及试验成本的增加，难以达到简化真实叶片的目的。因此本次设计的模拟件考核段预期设计成等直段。

叶片主要失效形式为高周疲劳失效，高周载荷主要来自横向高频激振力，为了尽可能保证模拟件失效形式与真实叶片相似性，试验形式应为横向激励振动试验。

试验在振动台上进行，现有振动台DC-4000-40/SC-0808电磁振动台的频率范围在0-2000Hz，其中最优的试验频率不超过500Hz，因此设计试验件需要保证试验件固有频率低于500Hz。但是频率过低相同的寿命下试验时间成本增加，因此最优试验频率在300-500Hz之间。

第二步，模拟件尺寸确定。由于真实叶片从叶根到叶尖叶片厚度变化比较大，因此首先需要确定考核截面。根据工程实践经验，叶片高周疲劳最危险的位置在叶片的根部圆弧处，因此在UG软件中对叶片模型进行切割，对切割截面进行几何参数测量，测量发现，叶片靠近前缘处宽度变化很小，因此选择用等厚板来模拟，前缘形状曲线类似椭圆，选择用椭圆来模拟。真实叶片尺寸测量结果如图2所示。

因此，确定模拟叶片前缘几何尺寸，考核截面形式为椭圆形状与圆弧段，几何尺寸与真实叶片相同，保证模拟件的强化效果与真实叶片相近，如图3所示。

第三步，降低叶根应力。直叶片一阶振动时，叶根处应力最大，因此断裂最容易发生在叶根。而设计模拟件是为了研究激光强化对于含缺口叶片高周疲劳特性的影响规律，因此需要保证未强化叶片在缺口处发生失效，才具有强化缺口位置的必要性。这就要求在进行模态计算的时候，缺口处的应力水平超过其余各个部分。有限元软件计算表明，除了缺口附近以外最大应力在叶根附近，考虑到试验与有限元分析的误差，需要降低叶片根部的应力水平以保证断裂位置在缺口。本次研究采用两种方法来降低叶根应力水平。首先在叶片根部采用变厚度设计，增大叶片根部的厚度。在叶片根部与夹持段固定的地方，采用圆角过渡，用于减小过渡区域的应力集中，进而减小叶片根部的受力。这两种方式如附图4所示。

第四步，确定缺口尺寸形状与尺寸。真实叶片前缘由于外物打伤产生的缺口形状并不规则而且每次形状不一样，完全按照真实缺口的形状进行模拟件设计的方案难以实现。为了工艺简单，效果理想，选择方形缺口作为模拟件缺口的形状，如图5所示，此时缺口的正视图呈现等边三角形形状，夹角为60度。

根据试验中常用的检修准则，叶片前缘缺口尺寸小于1mm时不需要送检，即此时认为对叶片正常工作没有影响，超过1mm时才需要返厂进行维修。因此建议选取的叶片缺口尺寸最小为1mm。同时为了对比不同缺口大小对叶片高周疲劳特性的影响，建议另外设置两个缺口尺寸作为对照，可分别选取2mm与3mm。至此确定建议选取的三种缺口尺寸为1mm/2mm/3mm。

第五步，调节叶片固有频率。主要依靠调节模拟件叶片高度来调节叶片固有频率。在上面各个几何参数确定的基础上，对不同高度叶片进行模态计算，获得固有频率。根据固有频率的计算结果调整叶片高度。本例中，最终确定叶片高度为70mm，此时3种缺口试验件(按1mm/2mm/3mm的次序)的固有频率分别为485.23Hz/481.38Hz/461.49Hz，三种模拟件有限元计算结果如图6所示。

提供以上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修改，均应涵盖在本发明的范围之内。

Claims (4)

1.一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，用以研究激光冲击强化对叶片高周疲劳寿命的影响，其特征在于，包括步骤如下：

(1)确定叶片模拟件试验方案：首先根据模拟件设计的基本要求确定叶片考核段构造，叶片模拟件的试验效果应尽可能地与真实叶片保持一致，因而需要保留真实叶片前缘部位的几何特征，同时应尽可能地降低加工难度及试验成本，对真实叶片的几何特征做出简化，根据上述要求，考核段预期设计为等直段，第二，考虑高周载荷主要来自横向高频激振力，确定试验形式为横向激励振动试验，第三，试验仪器选用电磁振动台，根据仪器的最优试验频率确定模拟件的固有频率范围；

(2)确定模拟件的几何尺寸：叶片高周疲劳最危险的位置在叶片的根部圆弧处，在UG中对叶片模型进行切割，对切割截面进行几何参数测量，测量发现，叶片靠近前缘处宽度变化很小，因此选择用等厚板来模拟，前缘形状曲线类似椭圆，选择用椭圆来模拟；

(3)降低模拟件叶根应力：直叶片叶根处应力最大，最容易发生断裂，但叶片模拟件需要研究激光强化对于含缺口叶片高周疲劳特性的影响规律，需要保证在缺口处发生失效，这就要求在进行模态计算时，缺口处应力水平超过其余各个部分，为了保证这一点，采用变厚度设计和圆角过渡两种方法降低叶根应力水平；

(4)确定缺口形状尺寸：真实叶片前缘由于外物打伤会随机形成不规则的缺口，模拟件设计中采用方形缺口的设计，同时，结合一些检修检测技术的发展情况，确定1mm，2mm，3mm三种缺口尺寸；

(5)确定模拟件高度：调节叶片高度的主要目的是调节叶片的固有频率，对不同高度叶片进行模态计算可以获得固有频率，反推可以最终确定叶片模拟件的高度。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，其特征在于：所述步骤(2)中，利用UG软件对叶片模型进行切割，对叶片切割截面进行几何参数测量，根据测量结果用等厚板和椭圆前缘来进行叶片简化和模拟，这种根据考核截面构造近似叶片模型的过程具体如下：

由于真实叶片从叶根到叶尖叶片厚度变化比较大，因此首先需要确定考核截面，根据航空发动机结构强度的工程实践经验，叶片高周疲劳最危险的位置在叶片的根部圆弧处，所以以该处截面作为模拟件的主要考核截面；

根据上述考核思路，对具体叶片进行分析，在确定了考核截面后，将叶片模型在UG工程软件中进行切割，测量切割界面的几何参数，测量发现，叶片靠近前缘处宽度变化很小，因此选择等厚板进行模拟，除此之外，对前缘曲线进行分析发现其形状近似于椭圆曲线，工程中对椭圆曲线的认识较为深入，选择椭圆曲线模拟前缘形状可以为模型制造和分析过程带来诸多便利，因而确定以椭圆曲线来模拟叶片前缘；

在确定了模拟方法之后，通过对相关参数的测量标定，可以生成完整的模拟叶片考核截面，该截面的形状由等厚段和两侧的椭圆曲线两部分构成，这种叶片截面的简化方法和建模方法保证了模拟件形状简单、易于加工，节约了设计成本，能够有效模拟真实叶片的截面状态。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中，采用两种设计方法降低模拟件的叶根应力，使得模拟件的缺口处成为唯一可能的断裂位置，满足研究需要，首先，在叶片根部采用变厚度设计，增大叶片根部的厚度；其次，在叶片根部与夹持段固定的地方，采用圆角过渡，减小过渡区域的应力集中，进而减小叶片根部的受力。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片模拟件的设计方法，其特征在于：所述步骤(5)中，根据叶片固有频率的要求确定叶片高度，在叶片其余基本几何参数已经确定的情况下，借助数值模拟软件，对不同高度叶片进行模态计算，获得固有频率计算结果，进而确定合适的高度参数。

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