CN111382544A - 一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法，A)、计算叶片在离心载荷下的应力响应；B)、计算叶片在气动载荷部分下的应力响应；C)、离心载荷和气动载荷共同作用下的应力响应线性叠加，得到非对称循环应力；D)、将非对称循环应力修正为等疲劳寿命的对称循环应力；E)、确定等效后的振动载荷的频率和幅值；F)、获取叶片加速寿命试验中的加速因子；G)、基于等效疲劳寿命计算得到的振动试验幅值和频率，结合加速试验因子，进行试验；H)、结果分析。本发明中，将叶片工作过程中复杂的离心载荷和气动载荷转化为能够在实验室振动台上实施的振动载荷，并在该载荷下，进行加速试验，达到快速确定叶片疲劳寿命的目的。

Description

一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法

技术领域

本发明涉及航空发动机机械设备技术领域，尤其涉及一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法。

背景技术

压气机叶片是航空发动机的重要部件，直接影响航空发动机的可靠性和寿命。随着发动机转速和推重比的不断提高，叶片的服役环境愈发恶劣，导致更容易发生疲劳破坏，因此开展叶片的寿命试验很有必要。准确的模拟叶片承担的载荷是保证寿命试验结果准确的关键，但是实际中压气机叶片处于较高量级的离心载荷、气动载荷等综合载荷环境，给试验设备提出了很高要求，并且开销巨大。另一方面，完全根据叶片实际载荷量级、时序、频次，包括很多低量级载荷、远离叶片固有频率的载荷等，确定试验条件开展1:1时长的寿命试验也会让试验时长变得不可接受。因此，开展加速寿命试验是解决这一难题的途径之一，这涉及到如何选取可能导致叶片疲劳损伤的工况(例如启动阶段的叶片共振工况)，以及如何对离心载荷、气动载荷等复杂综合载荷进行简化和等效，使试验易于进行，并可在较短时间内完成。另外，压气机叶片在强噪声环境下的疲劳损伤也逐渐被重视，越来越多的研究也指出高强噪声是航空发动机压气机叶片失效的重要因素之一。因此，在寿命试验中也有必要模拟叶片承担的高强噪声载荷以进一步确保试验结果合理可信。

发明内容

本发明的目的在于：为了解决压气机叶片在气动、离心等综合载荷下的疲劳寿命问题，而提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法。

为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

A)、建立压气机叶片的几何模型和有限元模型，计算叶片在离心载荷下的应力响应；

由于离心载荷只与转速有关，属于静态载荷，因此其应力响应为恒幅应力；

B)、计算叶片在气动载荷部分下的应力响应；

气动载荷一方面是与叶片上下游压差有关的静态部分，另一方面是与气流周向不均匀性有关周期性变化的动态部分，因此气动载荷下应力响应为平均应力不为零的非对称循环应力；

C)、将离心载荷和气动载荷共同作用下的应力响应进行线性叠加，得到非对称循环应力；

考虑到叶片可承受的载荷循环周次比较高，最大循环应力应明显小于材料的屈服应力，材料始终处于弹性阶段；因此可将离心载荷和气动载荷共同作用下的应力响应进行线性叠加，即也为非对称循环应力；

D)、从等效疲劳损伤的角度，根据平均应力修正方程Gerber，将非对称循环应力修正为等疲劳寿命的对称循环应力；

振动载荷下的应力响应一般为对称循环应力，必须找到平均应力不为零的循环应力与对称循环应力的等效关系，才可能实现载荷的等效；

其中Gerber平均应力修正方程：

其中，σ_a为非对称循环应力的幅值，σ_N(-1)为等疲劳寿命的对称循环应力，σ_m为非对称循环应力的平均应力，σ_u为抗拉强度；

E)、根据修正后的对称循环应力的频率和幅值，确定等效后的振动载荷的频率和幅值；

等效的振动载荷频率f_V、修正后的对称循环应力的频率f_S、气动载荷周期性波动的频率f_A和最大转速频率f_R(转/秒)有如下关系：

f_V＝f_S＝f_A＝kf_R k＝1,2,3… (2)

根据修正后的对称循环应力的频率和幅值，利用有限元方法计算试验中叶片的应力响应幅值与振动载荷加速度幅值之间的关系，进一步得到叶片的振动试验加速度量级；

F)、获取叶片加速寿命试验中的加速因子

发动机内部的压气机叶片，其在最大转速工况往往承受着最严酷的离心载荷、气动载荷、噪声载荷、温度载荷，而在转速为0时可认为叶片不承担载荷；这样在寿命试验中，可只模拟最大转速工况时叶片承受的载荷；当某些任务中最大转速频率f_R或其整数倍kf_R刚好接近叶片谐振频率f_i时，即：

kf_R≈f_i k＝1,2,3… (3)

根据式(3)，等效的振动载荷频率f_V接近叶片谐振频率f_i，即：

f_V≈f_i (4)

这种情况叶片处于共振状态，对应的寿命试验处于加速状态，但这种情况是有一定概率的；加速寿命试验时长L_S与正常的寿命试验时长L_N的关系可根据最大转速频率f_R或其整数倍kf_R刚好接近叶片谐振频率f_i的概率β进行折算；即

L_S＝βL_N＝αβL_F (5)

进一步变换为：

这里，

β＝P[|kf_R-f_i|/f_i≤θ] k＝1,2,3… (7)

α最大转速工况时长/任务时长的比值。

为加速寿命试验的加速因子，P[]为取概率函数，θ为允差；

G)、基于等效疲劳寿命计算得到的振动试验幅值和频率，结合加速试验因子，设计试验条件，进行试验；

试验过程中，测量叶片上相应位置点的幅值和频率，观察振动试验过程中的频率变化情况，并记录每一次循环中叶片的响应频率与初始值的误差百分比；

H)、进行叶片的加速寿命试验的试验结果分析；

叶片的加速寿命试验失效判据为，叶片振动响应频率相对初始值下降0.5％则认为疲劳裂纹萌生，叶片失效；叶片疲劳寿命循环次数上限为10⁷,若试验件超出这一上限而未破坏，则试验停止，可认为该试验件达到了无限疲劳寿命。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明中，将叶片工作过程中复杂的离心载荷和声载荷转化为能够在实验室振动台上实施的振动载荷，并在该载荷下，进行加速试验，达到快速确定叶片疲劳寿命的目的。

附图说明

图1为本发明提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法的离心载荷和气动载荷等效转化示意图；

图2为本发明提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法的叶片上P1、P2、P3三个位置的应力响应及其等效应力图；

图3为本发明提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法的施加振动载荷图；

图4为本发明提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法的离心载荷应力响应图；

图5为本发明提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法的气动载荷应力响应图；

图6为本发明提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法的离心载荷和气动载荷叠加应力响应图；

图7为本发明提出的一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法的疲劳寿命堆成循环应力图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1

请参阅图1-7，

A)、建立压气机叶片的几何模型和有限元模型，计算叶片在离心载荷下的应力响应；

进行几何建模和有限元建模，选取压气机叶盘的1/21(一个叶片)，在对称面上施加循环对称边界条件；建模时简化掉挡圈、销子等对压气机叶盘应力分布影响小的结构特征；采用带有边中节点的六面体和四面体二次单元进行网格划分，网格共92638个节点，36376个单元；计算时约束模型的轴向和周向刚体位移，对模型施加47217r/min的转速，计算得出了叶片在离心载荷下的应力响应；

B)、计算叶片在气动载荷部分下的应力响应；

参考天津大学刘萌的硕士论文“基于流固耦合分析的压气机叶片振动特性及寿命预测”，气动载荷一方面是与叶片上下游压差有关的静态部分，另一方面是与气流周向不均匀性有关周期性变化的动态部分；

1)、利用ANSYS Workbench载荷映射模块，将三维流场CFD计算得到的压气机叶片节点气流压力载荷，插值到结构有限元模型上，实现压力载荷的施加，计算时约束模型的轴向和周向刚体位移，得到叶片的稳态应力响应情况；进而指出P1、P2点是叶片上应力响应最大的点；

2)、与气流周向不均匀性有关周期性变化的动态部分的气动载荷，在叶片工作状态下，会导致叶片产生周期性的振动；因此，计算叶片在振动载荷下的应力响应；利用ANSYSWorkbench软件的谱响应分析功能，完成压气机叶片振动应力的谱响应分析；采用带有边中节点的四面体和六面体单元对叶片进行网格划分，网格共53455个节点，31470个单元；根据流体计算的叶片表面周期性气动力简化为压力面和吸力面周期性压差，并将该压差施加到叶片压力面(叶盆)，幅值为2.67kPa；叶片在1118Hz时振幅达到峰值，此时发生了共振；叶片动态应力幅值最大位置为叶背根部中间位置(记为P3)，动态应力次高部位为压力面叶根前缘处，该位置与静态应力最大位置(P1)重合；

综合所述，压气机叶片在气动载荷下的应力响应为平均应力不为零的非对称循环应力且最大位置点为P1、P2和P3；

C)、将离心载荷和气动载荷共同作用下的应力响应进行线性叠加，得到非对称循环应力；

由于叶片在工作状态下经历离心载荷和气动载荷，离心载荷所引起的应力为一恒幅应力，气动载荷所引起的应力为非对称循环应力，而且小于叶片材料的屈服应力，因此在它们的共同作用下，可将这两类应力进行叠加，得到的结果仍然是非对称循环应力，只是中心线有所偏移；P1、P2和P3点仍然是最大应力点，分别为894MPa、723MPa、496MPa；

D)、从等效疲劳损伤的角度，根据平均应力修正方程Gerber，将非对称循环应力修正为等效疲劳寿命的对称循环应力；

根据Gerber平均应力修正方程，将离心载荷和气动载荷共同作用下的非对称循环应力响应P1、P2和P3三个位置的应力幅值转化为等效循环应力幅值分别为452MPa、148MPa和323Mpa；从图2中可以看出P1点和P3点最可能发生疲劳损伤，是决定叶片疲劳寿命的关键点，应重点分析；

E)、根据修正后的对称循环应力的频率和幅值，确定等效后的振动载荷的频率和幅值；

有限元方法计算试验中需要提供多大的振动载荷可以达到等效应力量级的应力响应，建立的有限元模型包括2个叶片和1个工装，共有约6.7万个单元，在叶片上应用了较为精细的网格，以保证计算精度；按照图3施加加速度激励模拟振动台对工装施加的振动载荷；

P1和P3两个位置的应力响应幅值均随着振动载荷加速度幅值的增加而线性增加；P1和P3要达到等效应力452MPa和323MPa分别需要施加振动载荷的加速度幅值约63g和39g，出于保守考虑，本算例中等效的振动载荷幅值取63g，振动频率取叶片的一阶谐振频率；

F)、获取叶片加速寿命试验中的加速因子

根据压气机叶片工作的实际环境，本算例中噪声载荷和温度载荷分别取145dB和150℃，其中噪声载荷的频率也取叶片的一阶谐振频率；本算例中取最大转速工况时长/任务时长的比值α为0.19，最大转速频率2倍2f_R以允差θ为0.5％接近叶片一阶谐振频率f₁的概率β为0.01，算得加速因子为λ约为526；

G)、基于等效疲劳寿命计算得到的振动试验幅值和频率，结合加速试验因子，设计振动试验条件，试验测试参数；

参照以上计算得出的结果，设定振动台的激振频率为叶片的一阶谐振频率1118Hz，振动量级设置为63g，进行定频试验，由于疲劳寿命循环次数上限为10⁷，可得到试验时间为2.5h.试验过程中观察振动响应频率的漂移情况；

进行叶片的加速寿命试验的试验结果分析。

依据上面得出的加速因子的计算公式L_F＝526L_S，和加速试验过程中叶片的疲劳寿命数据，可获得叶片在实际运转过程中的疲劳寿命。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种基于等效疲劳寿命的压气机叶片加速寿命试验方法，包括如下步骤：

A)、建立压气机叶片的几何模型和有限元模型，计算叶片在离心载荷下的应力响应；

由于离心载荷只与转速有关，属于静态载荷，因此其应力响应为恒幅应力；

B)、计算叶片在气动载荷部分下的应力响应；

气动载荷一方面是与叶片上下游压差有关的静态部分，另一方面是与气流周向不均匀性有关周期性变化的动态部分，因此气动载荷下应力响应为平均应力不为零的非对称循环应力；

C)、将离心载荷和气动载荷共同作用下的应力响应进行线性叠加，得到非对称循环应力；

考虑到叶片可承受的载荷循环周次比较高，最大循环应力应明显小于材料的屈服应力，材料始终处于弹性阶段；因此可将离心载荷和气动载荷共同作用下的应力响应进行线性叠加，即也为非对称循环应力；

D)、从等效疲劳损伤的角度，根据平均应力修正方程Gerber，将非对称循环应力修正为等疲劳寿命的对称循环应力；

振动载荷下的应力响应一般为对称循环应力，必须找到平均应力不为零的循环应力与对称循环应力的等效关系，才可能实现载荷的等效；

其中Gerber平均应力修正方程：

其中，σ_a为非对称循环应力的幅值，σ_N(-1)为等疲劳寿命的对称循环应力，σ_m为非对称循环应力的平均应力，σ_u为抗拉强度；

E)、根据修正后的对称循环应力的频率和幅值，确定等效后的振动载荷的频率和幅值；

等效的振动载荷频率f_V、修正后的对称循环应力的频率f_S、气动载荷周期性波动的频率f_A和最大转速频率f_R(转/秒)有如下关系：

f_V＝f_S＝f_A＝kf_R k＝1,2,3… (2)

根据修正后的对称循环应力的频率和幅值，利用有限元方法计算试验中叶片的应力响应幅值与振动载荷加速度幅值之间的关系，进一步得到叶片的振动试验加速度量级；

F)、获取叶片加速寿命试验中的加速因子

发动机内部的压气机叶片，其在最大转速工况往往承受着最严酷的离心载荷、气动载荷、噪声载荷、温度载荷，而在转速为0时可认为叶片不承担载荷；这样在寿命试验中，可只模拟最大转速工况时叶片承受的载荷；当某些任务中最大转速频率f_R或其整数倍kf_R刚好接近叶片谐振频率f_i时，即：

kf_R≈f_i k＝1,2,3… (3)

根据式(3)，等效的振动载荷频率f_V接近叶片谐振频率f_i，即：

f_V≈f_i (4)

这种情况叶片处于共振状态，对应的寿命试验处于加速状态，但这种情况是有一定概率的；加速寿命试验时长L_S与正常的寿命试验时长L_N的关系可根据最大转速频率f_R或其整数倍kf_R刚好接近叶片谐振频率f_i的概率β进行折算；即

L_S＝βL_N＝αβL_F (5)

进一步变换为：

这里，

β＝P[|kf_R-f_i|/f_i≤θ] k＝1,2,3… (7)

为加速寿命试验的加速因子，P[]为取概率函数，θ为允差；

G)、基于等效疲劳寿命计算得到的振动试验幅值和频率，结合加速试验因子，设计试验条件，进行试验；

试验过程中，测量叶片上相应位置点的幅值和频率，观察振动试验过程中的频率变化情况，并记录每一次循环中叶片的响应频率与初始值的误差百分比；

H)、进行叶片的加速寿命试验的试验结果分析；

叶片的加速寿命试验失效判据为，叶片振动响应频率相对初始值下降0.5％则认为疲劳裂纹萌生，叶片失效；叶片疲劳寿命循环次数上限为10⁷,若试验件超出这一上限而未破坏，则试验停止，可认为该试验件达到了无限疲劳寿命。

Images