CN112100765A - 一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法 - Google Patents

Abstract

一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，获取带孔涡轮盘的几何模型，对非关键区域进行简化；获取涡轮盘的工况条件以及各工况条件下的材料性能参数；建立带孔轮盘的有限元分析模型，计算获得孔边等效应力最大点以及应力梯度；以带中心孔的平板试件为基本形状，以单轴拉伸加载为基本载荷形式，设计涡轮盘孔结构试验件的考核段，通过调整试验件宽度、微调拉伸载荷大小等方式，使试验件孔边应力集中处的最大应力值和分布符合真实结构的情况；调整试验件的厚度、激振力的频率和大小等方式，使得孔边最大振动应力值等于真实轮盘孔结构的最大振动应力值，并保证上述载荷均在高低周复合疲劳试验系统的最佳工作范围内；设计试验件双楔形夹持端，保证夹持端低应力水平，过渡段低应力集中程度。

Description

一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设 计方法

技术领域

本发明是一种针对航空发动机涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法，它是一种能够考虑涡轮盘孔结构低周载荷水平、应力梯度、高周振动载荷以及冷挤压工艺残余应力的疲劳裂纹萌生试验件设计方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

航空发动机中涡轮盘和涡轮轴由于工作载荷和工作环境(温度环境)的差异，往往采用两种性能不同的材料，这导致轮盘与轴难以通过焊接形成整体结构，需要额外设计连接结构连接涡轮盘与涡轮轴。精密螺栓是一种航空发动机中最为常见的连接形式，在使用时需要在涡轮盘上开孔。涡轮盘上的孔结构特征往往会在局部区域造成应力集中，导致疲劳裂纹的萌生，因此为提高涡轮盘的裂纹萌生寿命，工业界开始采用冷挤压工艺对孔结构进行强化。由于涡轮盘工作在高温、高压、高转速等的复杂工作环境下，承受着由离心力引起的低周大载荷和由振动引起的高周小载荷，高低周复合疲劳是其主要的失效模式。为了有效地评估冷挤压强化工艺对涡轮盘孔结构裂纹萌生寿命的影响，需开展大量的高低周复合疲劳试验，而基于标准件的疲劳试验难以施加高周载荷，因此需要设计适用于高低周复合疲劳的冷挤压强化孔结构试验件，在实验室环境下模拟真实载荷，获得相应裂纹萌生寿命。

目前大部分文献中的疲劳试验件设计方法仅针对单一失效模式下，如低周疲劳的结构模拟件，对涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件的设计方法没有公开报道。王荣桥等在参考文献(专利申请号：201810808785.3)中提出一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法。该方法主要针对涡轮榫槽结构设计裂纹扩展试验的模拟件，此外存在以下几点局限：(1)设计所考虑的载荷仅为单轴的低循环载荷；(2)没有给出双楔形面夹持端的设计原则与流程；(3)对考核截面应力分布沿宽度方向均与真实结构一致，过于严苛，加大了试验件设计难度，不适用于裂纹萌生试验模拟件的设计。

而本发明则很好地解决了文献中设计方法的不足。

发明内容

本发明的技术解决方案：旨在填补现有的技术空白，提供一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法，能够充分反映发动机工作状态下涡轮盘孔结构的低周载荷水平、应力梯度、高周振动载荷以及冷挤压工艺残余应力，能够有效进行涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验，服务与支撑航空发动机涡轮盘孔结构设计与冷挤压强化工艺设计。

本发明的技术解决方案：一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，所述试验件整体为一平板式试验件，按各部分功能划分为三段，中间部分是由带孔的等厚平板组成的试验考核部位，两端则是各自由两对斜面组成的双楔形夹持端。

所述带孔的等厚平板中的孔为圆孔，直径范围为5-15mm，由实际结构和孔挤压工艺确定；平板的厚度范围为1.5-4mm。

所述双楔形夹持端，由两对斜面组成，斜面与等厚平板表面的法向所成外角范围为90°-110°。

所述试验件考核部分与双楔形夹持端的长度比例范围为1.5-2.5；孔边缘距侧边的距离应大于1.5倍孔半径。

本发明的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，包括如下步骤：

(1)获取带孔结构涡轮盘的几何模型，并针对所关注的孔结构部位和涡轮盘缘复杂的榫槽结构进行几何模型的简化；

(2)获取步骤(1)所述带孔涡轮盘的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；

(3)基于步骤(1)的几何模型和步骤(2)的材料性能参数，建立简化后的带孔涡轮盘有限元模型，首先进行涡轮盘孔结构冷挤压工艺过程的有限元模拟，获得冷挤压后孔结构残余应力沿孔深度和径向的分布数据，然后在考虑残余应力的情况下，进行涡轮盘孔结构有限元静力分析，获得涡轮盘孔结构在工作状态下危险点沿危险路径的等效应力分布数据；

(4)基于步骤(3)得到的孔结构残余应力沿孔深度和径向的分布数据和在工作状态下危险点沿危险路径的等效应力分布数据，以带孔的等厚平板为基本形状，设计涡轮盘孔结构试验件的考核部位，建立试验件的考核部位的有限元模型，首先进行冷挤压工艺有限元模拟，调整考核部位的厚度、宽度和长度，保证挤压后残余应力分布与步骤(3)中涡轮盘孔结构的残余应力分布一致，同时确定考核部位的最小宽度和最小长度，然后以沿试验件长度方向的单轴拉伸加载为基本载荷形式，在引入残余应力下进行有限元静力分析，再次调整试验件宽度，微调拉伸载荷大小，使试验件孔边应力在影响试验件寿命的临界距离内的等效应力分布与步骤(3)中所获得的沿危险路径的等效应力分布数据一致，由此确定试验件初步构型和拉伸载荷，实现试验件对真实涡轮盘孔结构低周载荷的模拟；

(5)在步骤(4)所确定的试验件初步构型和载荷的基础上，施加垂直于平板平面的高周激振力，计算孔边振动响应值，调整考核部位的长度、激振力的频率和大小，使得孔边最大振动应力值等于真实轮盘孔结构的最大振动应力值，试验件对真实涡轮盘孔结构高周载荷的模拟，同时保证上述低、高载荷均在高低周复合疲劳试验设备的工作范围内，否则，调整拉伸外载应力，重复步骤(4)，由此确定试验件考核部位的基本尺寸；

(6)在步骤(5)所确定的考核部位基础上，设计试验件的双楔形夹持端，调整楔形面角度、过渡圆弧大小和夹持端高度，以保证夹持端低应力水平以及过渡段低应力集中程度，最终得到涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件。

所述步骤(1)，进行几何模型的简化，简化方法为取整个涡轮盘的周期对称结构，且只保留孔结构附近以及旋转半径大于孔特征旋转半径处的结构，位于涡轮盘外缘复杂的榫槽结构，采用等质量块代替。

所述步骤(2)，涡轮盘材料为镍基高温合金GH4169，材料性能参数为含有材料弹性和塑性变形阶段的全应力应变曲线以及线膨胀系数。

所述步骤(3)，危险路径的选取为以涡轮盘孔结构危险点为起点，沿应力集中区域最长弦长方向，至少取5个数据点,记录各点的等效应力数值。

所述步骤(3)中，冷挤压工艺过程的有限元模拟为显示动力学分析，采用3种挤压过盈量0.1mm、0.15mm和0.2mm。

所述步骤(4)中，临界距离的确定方法为根据材料疲劳试验数据计算得到，对于高温合金GH4169，计算得到的临界距离为1mm。

所述步骤(5)，孔边振动响应值的计算方法为进行试验件的有限元预应力谐响应分析，在低周载荷静力分析的基础上，施加与低周载荷方向垂直的高周激振力，进行振动响应计算，实现在试验件设计过程中同时考虑沿试验件长度方向的低周载荷和垂直于平板平面方向的高周载荷交互作用。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的夹持端为双楔形面结构，相比于平板试件摩擦夹持和销钉孔连接，此结构形式具有较好的承载能力，且可有效减小试验件体积，节省试验的材料成本，因此在本发明中对双楔形面的设计提出了一套设计准则。夹持端为双楔形结构，有效缩小夹持端体积，且与考核段过渡平滑，承载稳定可靠。

(2)本发明采用临界距离内的应力分布对比衡量试验件模拟真实结构的效果，由于临界距离内区域为裂纹萌生主要损伤区域，因此保证该区域内的应力分布在裂纹萌生试验件设计上具有合理性，同时可有效降低涡轮盘孔结构模拟件的设计难度。

(3)本发明提出了一种通过调整考核部位的长度、宽度和厚度来模拟冷挤压孔结构的残余应力和真实受载情况的试验件设计方法。

(4)本发明在传统单轴拉伸试验件设计方法的基础上，考虑了非同轴的沿试验件长度方向的低周载荷和垂直于平板平面方向的高周载荷交互作用的影响，按照此方法设计的试验件在试验状态下的应力分布更符合真实情况。

附图说明

图1为本发明的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法流程图；

图2为设计涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件示意图，(a)为试验件主视图，(b)为试验件侧视图。图中各尺寸的含义如下：w-考核部位宽度；φ-圆孔直径；t-考核部位厚度；a-夹持端最大宽度；b-夹持端最大厚度；h-试验件总高度的一半；θ1、θ2-双斜面分别与试验件顶端平面所成外角；R1、R2-过渡圆弧半径。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法的技术方案进行详细说明。

本发明涉及一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件整体为一平板式结构，按各部分功能划分为三段，中间部分是由带一圆孔的等厚平板构成的试验考核部位，两端则是各自由两对斜面组成的双楔形夹持端。需要进行设计的结构参数有：中心圆孔直径，范围为5-15mm，由实际结构和孔挤压工艺确定；平板的厚度，范围为1.5-4mm，双楔形的斜面与试验件顶端平面所成的外角，范围为90°-110°；考核部分和夹持端的长度，两者的比值范围为1.5-2.5；考核部位宽度，保证孔边缘距侧边的距离大于1.5倍孔半径。涉及一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法如下：(1)获取带孔涡轮盘的几何模型，对非关键区域进行简化；(2)获取涡轮盘的工况条件以及各工况条件下的材料性能参数；(3)建立带孔轮盘的有限元分析模型，计算获得孔边挤压后的残余应力分布和工作状态下的等效应力最大点以及应力梯度；(4)以带孔的等厚平板为基本形状，以单轴拉伸加载为基本载荷形式，设计涡轮盘孔结构试验件的考核部位，调整考核部位的厚度、宽度、长度以及微调拉伸载荷大小，使试验件孔结构在挤压工艺后的残余应力，受载状态下危险点处在临界距离内的分布符合真实结构的情况；(5)调整考核部位的长度、激振力的频率和大小，使得孔边最大振动应力值等于真实轮盘孔结构的最大振动应力值，并保证上述载荷均在高低周复合疲劳试验设备的工作范围内；(6)设计试验件双楔形夹持端，保证夹持端低应力水平，过渡段低应力集中程度，至此完成设计工作。

如图1所示，考虑涡轮盘孔结构低周载荷水平、应力梯度、高周振动载荷以及冷挤压工艺残余应力的高低周复合疲劳试验件设计方法，本发明的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法具体实现如下：

第一步，获取带有孔结构涡轮盘的几何模型，测量孔结构的直径、相对旋转轴的半径以及其它涡轮盘特征。出于简化后续计算的原因，所述几何模型为整个涡轮盘的循环对称结构，同时只保留孔结构附近以及旋转半径大于孔结构旋转半径处的结构，对于涡轮盘边缘复杂的榫接结构，采用等质量块代替。借助计算机辅助设计软件，按照实际工程需求设计完成三维几何模型。

第二步，获取带孔涡轮盘的工况条件以及工况条件下的材料性能参数：所述工况条件包括涡轮盘的工作转速，涡轮盘的温度场；所述材料性能参数包括涡轮盘材料的密度；在工作温度下的材料力学性能(全应力-应变曲线和膨胀系数)；涡轮盘的工作温度场通过传热分析或实际测量获取；工作转速为发动机巡航状态下的设计转速；材料应力-应变曲线和膨胀系数通过材料性能试验或材料数据手册获取，对于随温度变化的材料性能参数，获取整百摄氏度下的相应参数值，其余温度下的取值由插值得到，所取温度范围需将涡轮盘工作温度场中的最大值与最小值包含在内。本步骤的目的是为了后续建立有限元模型进行分析时使用。

第三步，依据第一步的几何模型和第二步的工况、材料数据，建立简化后的带孔涡轮盘有限元模型，首先进行涡轮盘孔结构冷挤压工艺过程的有限元模拟，获得不同过盈量下冷挤压后孔结构残余应力沿孔深度和沿径向的分布数据，然后在考虑初始残余应力的情况下，进行涡轮盘孔结构有限元静力分析，计算获得涡轮盘孔结构在工作状态下危险点的等效应力数据。所述应力数据包括涡轮盘孔结构危险点应力值和以危险点为起点，沿应力集中区域最长弦长方向的应力分布情况。所述应力分布通过测量弦长线上若干点的等效应力值来获取，为保证应力分布的模拟精度，至少选择5个数据点，记录每个点的等效应力大小。

第四步，基于第三步得到的涡轮盘孔结构残余应力沿孔深度和径向的分布数据和在工况条件下的应力分布数据，以带中心孔的等厚平板为基本形状，中心孔的尺寸由真实结构和孔挤压工艺的芯棒尺寸确定，设计涡轮盘孔结构试验件的考核部位。建立试验件考核部位的有限元模型，首先进行冷挤压工艺有限元模拟，调整考核部位的厚度以保证挤压后残余应力沿孔深度方向的分布与第三步中涡轮盘孔结构在相同方向的残余应力分布一致，调整考核部位的宽度和长度，确定使得挤压后沿径向的残余应力分布与第三步中涡轮盘孔结构残余应力分布一致的最小宽度和最小长度，然后以沿试验件长度方向的单轴拉伸加载为基本载荷形式，引入初始残余应力进行有限元静力分析，初选拉伸载荷由考核截面名义应力按照面积比换算得到。在最小限制的基础上，再次调整考核部位宽度，微调拉伸载荷大小，使试验件孔边应力集中处的最大应力值等于第三步中获得的最大应力值，进一步地，使所述试验件上以孔边最大应力点为起点，沿所述试验件宽度方向临界距离内的应力分布情况与第三步中获得的应力分布保持一致，各点平均误差保持在±5％内；从而完成所述试验件对挤压工艺残余应力、低周载荷水平和应力梯度的模拟。

确定考核部位宽度和厚度之后，计算试验件所需的低周拉伸载荷，要在所用疲劳试验设备的加载能力以内，否则，重新调整单轴拉伸外载应力，重复步骤四，直到满足要求。

第五步，在第四步有限元静力分析的基础上，施加垂直于孔平面的高周激振力，进行考核段有限元谐响应分析。在最小长度限制的基础上，调整考核部位的长度以及激振力的频率和大小，使得孔边最大振动应力值等于真实轮盘孔结构的最大振动应力值，同时激振力的频率和大小须在高低周复合疲劳试验设备的工作范围内。

第六步，设计试验件夹持端：考虑到对低周载荷的承载能力和高周载荷的施加效果，在考核部位两端增加具有双楔形面的夹持端，建立试验件完整的有限元模型，在只考虑低周拉伸载荷的情况下进行有限元静力分析。通过调整楔形面角度、过渡圆弧大小和夹持端高度等，使得夹持端应力水平远低于考核部位，同时过渡段的应力集中程度低，应力集中区域不影响孔边的应力分布。

所述第三步中，不同过盈量为冷挤压工艺过程中芯棒相对于孔结构的过盈量，其值取三种0.1mm，0.15mm和0.2mm。

所述第四步中，考核截面名义应力等于最大等效应力除以孔边应力集中系数K_t，按照无限大带孔平板孔边应力集中情况，取K_t＝3。

所述第四步中，临界距离的意义为影响材料疲劳寿命的区域大小，可以理解为一个材料参数，对于某种材料一般为一恒定值，可根据材料疲劳试验寿命数据换算得到，对于高温合金GH4169，计算得到的临界距离为1mm。

所述第四步中，因设计过程中试验件考核部位的厚度尺寸未最终确定，截面面积随设计过程而变化，所以进行有限元分析时，推荐以应力的形式设定载荷边界条件。当试验件的尺寸完全确定后，再根据考核截面面积，换算出试验所需的外部拉力。例如，在第四步中确定的单轴拉伸外载应力为σ，单位MPa；最终确定的考核段截面面积为A，单位为mm²，则疲劳试验设备施加在模拟件上的外部拉力F可计算如下：F＝σA，其中F的单位为N。

所述第五步中，真实轮盘孔结构的高周振动应力由试验或随机振动有限元分析得到，其过程比较复杂，不在本专利的讨论范围内，因此在本发明中视为给定值。

至此，完成涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计工作。所设计的试验件能够模拟涡轮盘冷挤压强化孔结构的应力应变场，并可用于开展高低周复合疲劳试验。

如图2所示，为一次设计实例图纸，该试验件整体高度为2*h＝100mm，考核部位为圆孔直径φ＝10.5mm，宽w＝28mm，厚t＝2mm，双楔形面倾角θ1、θ2分别为100°、95°。

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 (11)

1.一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述试验件整体为一平板式试验件，按各部分功能划分为三段，中间部分是由带孔的等厚平板组成的试验考核部位，两端则是各自由两对斜面组成的双楔形夹持端。

2.根据权利要求1所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述带孔的等厚平板中的孔为圆孔，直径范围为5-15mm，由实际结构和孔挤压工艺确定；平板的厚度范围为1.5-4mm。

3.根据权利要求1所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述双楔形夹持端，由两对斜面组成，斜面与等厚平板表面的法向所成外角范围为90°-110°。

4.根据权利要求1所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述试验件考核部分与双楔形夹持端的长度比例范围为1.5-2.5；孔边缘距侧边的距离应大于1.5倍孔半径。

5.一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)获取带孔结构涡轮盘的几何模型，并针对所关注的孔结构部位和涡轮盘缘复杂的榫槽结构进行几何模型的简化；

(2)获取步骤(1)所述带孔涡轮盘的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；

(3)基于步骤(1)的几何模型和步骤(2)的材料性能参数，建立简化后的带孔涡轮盘有限元模型，首先进行涡轮盘孔结构冷挤压工艺过程的有限元模拟，获得冷挤压后孔结构残余应力沿孔深度和径向的分布数据，然后在考虑残余应力的情况下，进行涡轮盘孔结构有限元静力分析，获得涡轮盘孔结构在工作状态下危险点沿危险路径的等效应力分布数据；

(4)基于步骤(3)得到的孔结构残余应力沿孔深度和径向的分布数据和在工作状态下危险点沿危险路径的等效应力分布数据，以带孔的等厚平板为基本形状，设计涡轮盘孔结构试验件的考核部位，建立试验件的考核部位的有限元模型，首先进行冷挤压工艺有限元模拟，调整考核部位的厚度、宽度和长度，保证挤压后残余应力分布与步骤(3)中涡轮盘孔结构的残余应力分布一致，同时确定考核部位的最小宽度和最小长度，然后以沿试验件长度方向的单轴拉伸加载为基本载荷形式，在引入残余应力下进行有限元静力分析，再次调整试验件宽度，微调拉伸载荷大小，使试验件孔边应力在影响试验件寿命的临界距离内的等效应力分布与步骤(3)中所获得的沿危险路径的等效应力分布数据一致，由此确定试验件初步构型和拉伸载荷，实现试验件对真实涡轮盘孔结构低周载荷的模拟；

(5)在步骤(4)所确定的试验件初步构型和载荷的基础上，施加垂直于平板平面的高周激振力，计算孔边振动响应值，调整考核部位的长度、激振力的频率和大小，使得孔边最大振动应力值等于真实轮盘孔结构的最大振动应力值，试验件对真实涡轮盘孔结构高周载荷的模拟，同时保证上述低、高载荷均在高低周复合疲劳试验设备的工作范围内，否则，调整拉伸外载应力，重复步骤(4)，由此确定试验件考核部位的基本尺寸；

(6)在步骤(5)所确定的考核部位基础上，设计试验件的双楔形夹持端，调整楔形面角度、过渡圆弧大小和夹持端高度，以保证夹持端低应力水平以及过渡段低应力集中程度，最终得到涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件。

6.根据权利要求5所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于：所述步骤(1)，进行几何模型的简化，简化方法为取整个涡轮盘的周期对称结构，且只保留孔结构附近以及旋转半径大于孔特征旋转半径处的结构，位于涡轮盘外缘复杂的榫槽结构，采用等质量块代替。

7.根据权利要求5所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于：所述步骤(2)，涡轮盘材料为镍基高温合金GH4169，材料性能参数为含有材料弹性和塑性变形阶段的全应力应变曲线以及线膨胀系数。

8.根据权利要求5所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于：所述步骤(3)，危险路径的选取为以涡轮盘孔结构危险点为起点，沿应力集中区域最长弦长方向，至少取5个数据点,记录各点的等效应力数值。

9.根据权利要求5所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中，冷挤压工艺过程的有限元模拟为显示动力学分析，采用3种挤压过盈量0.1mm、0.15mm和0.2mm。

10.根据权利要求5所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中，临界距离的确定方法为根据材料疲劳试验数据计算得到，对于高温合金GH4169，计算得到的临界距离为1mm。

11.根据权利要求1所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于：所述步骤(5)，孔边振动响应值的计算方法为进行试验件的有限元预应力谐响应分析，在低周载荷静力分析的基础上，施加与低周载荷方向垂直的高周激振力，进行振动响应计算，实现在试验件设计过程中同时考虑沿试验件长度方向的低周载荷和垂直于平板平面方向的高周载荷交互作用。

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