CN113283022B - 航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，以基于拉伸应变能的低循环疲劳寿命预测模型为理论支撑，使模拟件与真实结构危险点附近的拉伸应变能分布一致，既考虑了应力的分布，又考虑了应变的分布，适用于航空发动机结构件应力梯度大的特点，结合一定的模拟件取样、加工原则，能够较好的模拟航空发动机结构件的低循环疲劳寿命，并保持与实际结构寿命分散性的一致。采用本发明设计的模拟件已经在多个实际应用中得到验证，模拟件和实际构件寿命一致性较好。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机结构强度和寿命技术领域，具体涉及航空发动机结 构低循环疲劳模拟件设计方法。
背景技术
航空发动机结构件造价较高，低循环疲劳试验费用昂贵，因此试验件数量很 少，难以得到可靠性寿命。可采用多子样模拟试验件(简称模拟件)可靠性寿 命试验，与少数结构件寿命试验验证相结合的办法，解决这一问题。
在论文《飞机结构细节疲劳寿命的应力场强法探析》中以应力场强法为基础 针对飞机结构的疲劳细节设计了疲劳模拟试验件并进行了试验研究，但论文中 仅对比了模拟件试验结果和理论分析结果，没有真实结构的寿命和模拟件寿命 的对比，无法验证模拟件设计的合理性。其模拟件设计的理论依据为二十世纪 八十年代提出的应力场强法，用应力场强作为寿命计算参数。应力场强反映考核点附近局部区域内的应力均方根的大小，即应力综合强度，距考核点越远其 应力对场强影响越小，距考核点越近其应力对场强影响越大，较直观地反映了 应力梯度对疲劳寿命的影响。但是应力场强法没有考虑应变的影响，对于局部 进入屈服的情况，考核点附近应力实际上并不大，但是应变却很大，因此，应 力场强法从理论上不适合存在局部应力集中的情况。显然场强区域的大小和形 状选择影响着场强的数值，因场强区域定义没能从理论上很好解决，只能通过疲劳实验拟合，而拟合结果推广到实际构件上是否总是合适难以证明，因此难 以实际应用。
在论文《任意最大应力梯度路径轮盘模拟件设计方法》中以第一主应力分布 一致为目标针对某风扇盘榫槽部位设计了二维模拟试验件，其模拟试件的尺寸 优化设计以轮盘及试件的最大梯度线上主应力分布相似为优化目标，这种方法 没有考虑应变及其梯度的影响，也无法考虑尺寸效应的影响，对于局部进入屈 服的情况，在相同的应力分布下，尺寸越大的应变越小寿命越长，因此这种方法不适用于局部进入屈服的情况。
在论文《榫槽模拟件优化设计的理论和方法研究》中提出了三种设计准则， 即模拟试件与轮盘两者最大应力点的三向主应力比值相等、六向应力分量比值 相等和应力梯度相等，并且针对某发动机轮盘榫槽分别设计了模拟试件。该方 法应用过于复杂，且没有考虑应变的影响，不适合于存在屈服的情况。
当前各种模拟件设计方法中广泛采用的是模拟实际构件应力分布的方法，这 些方法能反映关键结构附近的应力分布，具有一定的代表性。航空发动机结构 件关键部位通常存在较大的应力集中系数，危险部位局部进入屈服，屈服区域 的应力变化没有应变变化显著，仅模拟实际结构的应力分布难以准确模拟航空 发动机结构件关键部位的循环载荷特征，因此不能准确模拟实际结构的低循环疲劳寿命。
发明内容
本发明航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，以基于拉伸应变能的低 循环疲劳寿命预测模型为理论支撑，使模拟件与真实结构危险点附近的拉伸应 变能分布一致，既考虑了应力的分布，又考虑了应变的分布，适用于航空发动 机结构件应力梯度大的特点，结合一定的模拟件取样、加工原则，能够较好的 模拟航空发动机结构件的低循环疲劳寿命，并保持与实际结构寿命分散性的一致。采用本发明设计的模拟件已经在多个实际应用中得到验证，模拟件和实际 构件寿命一致性较好。
定义从第一主应力σ1最大点开始沿σ1梯度最大方向为虚拟裂纹，定义工程 裂纹长度为0.8mm。
(1)基于拉伸应变能寿命预测方法
基于单轴应力循环的拉伸应变能公式为：
这里为了方便，将代表第一主应力或第一主应变的下标“1”省略掉。Rσ为应 变比，σm为平均应力，σa为应力幅，εae为弹性应变幅，εap为塑性应变幅，n'为 循环应变硬化指数。w的物理意义为单位体积内的拉伸应变能，单位为MJ/m3。
定义虚拟裂纹工程长度上的拉伸应变能的平均值为有效拉伸变形功：
其中a0为工程裂纹长度，有效拉伸变形功的单位仍然是MJ/m3，物理意义 是拉伸应变能在工程裂纹长度虚拟裂纹上的平均值。
假设对于同样的材料，当构件的有效拉伸变形功，与光滑试件的有效拉伸 变形功相等时，构件与光滑试件将具有相同的低循环疲劳寿命。
(2)结构模拟件设计基本准则
模拟件的结构、选材、几何形状、设计温度和加载要保证：
1)应力分析后确认，最大应力点部位在工程裂纹长度(0.8mm)之内的σ1、 ε1e、ε1p的峰值分布与结构件相同，与峰值σ1、ε1e、ε1p同向的谷值分布与结构件 相同。这是拉伸应变能寿命模型对模拟件的拉伸应变能分布与结构件相同的基 本保证。
2)模拟件与结构件材料及其性能一致，加工精度一致。模拟件的材料牌号、 冷热工艺与结构件一致，从而保证疲劳性能的一致。锻件还要考虑锻造方向， 使模拟件的切取方向和关键部位的受力方向一致。
3)应力集中部位的几何形状与结构件相似或相近。
4)设计温度与结构件试验(或工作)温度相等，模拟件的应力分析、寿命 计算的温度值与结构件考核点试验(或工作)温度相等。
5)为确保模拟件与真实构件的分散性一致，还应尽量从多个批次的毛坯件 上切取试验件。
结构模拟件设计的流程如图1。
步骤一：工作应力循环下结构件建模及有限元分析
在对结构件进行有限元建模时，在危险部位及附近应尽量使用六面体单元， 并保证足够的节点密度，必要时应采用子结构，从而确保关键部位虚拟裂纹 0.8mm范围内至少10个以上节点数。计算所采用的边界条件应和真实情况或试 验状态保持一致。根据线弹性计算的结果，对于进入屈服的关键部位要进行弹 塑性计算。计算在设计工作载荷循环下的弹塑性峰谷值应力应变分布，得到关键部位虚拟裂纹0.8mm范围内在峰值载荷和谷值载荷下的循环应力应变分布， 以及关键部位的有效拉伸变形功weq，weq由公式(1)和公式(2)计算。
步骤二：模拟件构型初步选择
根据结构件关键部位的特点，初步选择确定一种模拟件的构型形式，典型 的有：
1)大R应力集中板
这种样式用于模拟轮盘中心孔的孔边疲劳过程。模拟件的试验段半径R约 等于1/2结构件孔径，模拟件厚度可以小于轮盘中心孔厚度，但不要改变其平面 应力或平面应变的性质。单向拉伸大R应力集中板结构如图2所示。调整板宽 W可调整R边附近的应变分布。
2)小R应力集中板
对于轮盘螺栓孔等直径不太大的孔，可以用小R应力集中板来模拟。圆角 RA约等于1/2孔径，模拟件厚度可以小于轮盘螺栓孔厚度，但不要改变其平面 应力或平面应变的性质。单向拉伸小R应力集中板结构如图3所示。调整板宽 比W/L可调整R边附近的应变分布。
步骤三：模拟件设计优化
设计优化采用线弹性计算，根据确定的优化目标，改变模拟件的几何参数， 使模拟件和真实构件虚拟裂纹工程裂纹长度内应力应变的分布一致。如果通过 调整几何参数不能满足要求，则需要重新设计模拟件结构。
步骤四：弹塑性校核
采用和真实构件实际工作中或试验循环一致的循环载荷，分别对构件和模 拟件进行弹塑性计算，并比较模拟件和构件的有效拉伸变形功，如果差异过大， 则需要重新调整模拟件几何参数，直到模拟件和构件的有效拉伸变形功的差异 满足精度要求。
本发明的优点在于本发明所提出的模拟件设计方法从理论上来讲适应性更 强，适合于航空发动机结构件应力梯度大、存在多维应力的特点，能够较好的 模拟结构件危险部位的应变能分布，按照本发明设计的模拟件寿命和实际构件 一致性较好。
附图说明
图1是模拟件设计流程图；
图2单向拉伸大R应力集中板示意图；
图3单向拉伸小R应力集中板示意图；
图4高压涡轮盘整体有限元模型；
图5螺栓孔部位子模型；
图6螺栓孔模拟件几何示意图(单位：mm)；
图7螺栓孔模拟件结构和尺寸；
图8螺栓孔和模拟件虚拟裂纹上应变能密度分布的对比(弹塑性)。
具体实施方式
下面以某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔模拟件设计为例说明本发明的具体 应用实施方式。
步骤一：工作应力循环下高压涡轮盘结构建模和应力分析
1)建立高压涡轮盘整体有限元模型。根据轮盘实际结构采用1/12的对称模 型，采用带中间节点的高阶单元，除部分部位几何形状过于复杂采用4面体单 元，大部分区域和考核部位都采用的是6面体单元，高压涡轮盘整体有限元模 型见图4。
2)进行线弹性分析。计算条件和试验条件保持一致，采用均匀温度场345℃， 上限转速为21300r/min，下限转速为1000r/min。在螺栓孔部位采用子模型，全 部采用带中间节点的6面体单元，螺栓孔部位子模型见图5。计算得到上限转 速下的危险部位应力应变分布。
3)进行弹塑性计算。根据线弹性计算结果，螺栓孔部分的最大主应力为 1201MPa超过了材料345℃时的屈服强度710.8MPa，需要进行弹塑性计算。设 置不同的载荷步进行弹塑性应力循环下的计算，得到了峰谷值载荷循环下的应 力应变分布，如表1所示。
表1高压涡轮盘虚拟裂纹0.8mm内应力应变分布
步骤二：模拟件构型初步选择
根据高压涡轮盘螺栓孔的构型，选择小R应力集中板样式，初步结构如图6 所示。螺栓孔模拟件的几何参数包括：长度L3、中间突台长度L1、L2、宽度W2、 中间突台宽度W3、连接螺纹直径T1、试验段厚度T2、模拟半径R1、过渡半径 R2。施加在头部连接螺纹段的力用均匀面力P表示，具体参见附图6。
步骤三：高压涡轮盘螺栓孔模拟件设计优化
模拟件设计优化需要综合考虑试验器试验能力，并限制模拟件的几何尺寸， 确保能从有限数量的毛坯盘上切取足够的试样。
为加快优化速度，采用线弹性计算进行设计优化。模拟件设计的目标：①最 大主应力σ1＝1200.6MPa；②最大应力点σ2/σ1＝0.121；③虚拟裂纹上0.8mm内应 力变化的百分比Δσ1为27.1426％。
主要的调整参数为：1、试验段的厚度T2，主要影响σ2/σ1；2、半径R1，主 要影响σ1在虚拟裂纹上0.8mm内应力变化的百分比Δσ1；3、面力P的大小，决 定最大主应力σ1的值。其他参数的调整原则为：1)不出现大的应力集中；2) 尽量小的总体尺寸。
受到试验器最大负荷能力的限制、涡轮盘毛坯数量的限制，优化设计得到 的模拟件构型及尺寸见图7。
步骤四：弹塑性校核
设置了不同的载荷步，计算了优化得到的模拟件的弹塑性应力峰谷值分布 和应变能分布，根据公式(1)和公式(2)计算得到的模拟件和轮盘螺栓孔处 的拉伸应变能密度wα沿虚拟裂纹0.8mm内的分布见图8。轮盘螺栓孔拉伸应变 能有效值为2.1703MJ/m3，模拟件的拉伸应变能有效值为2.2385MJ/m3，差异为 3.14％。继续增加模拟件的尺寸可进一步减小这一差距，但是会导致试验载荷超 过试验器能力，以及毛坯盘上无法切取足够的试样等问题，因此，采用以上优 化得到的设计结果，设计得到的模拟件构型和尺寸见图7。
本发明的技术优点是：本发明航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法， 以基于拉伸应变能的低循环疲劳寿命预测模型为理论支撑，使模拟件与真实结 构危险点附近的拉伸应变能分布一致，既考虑了应力的分布，又考虑了应变的 分布，适用于航空发动机结构件应力梯度大的特点，结合一定的模拟件取样、 加工原则，能够较好的模拟航空发动机结构件的低循环疲劳寿命，并保持与实际结构寿命分散性的一致。采用本发明设计的模拟件已经在多个实际应用中得 到验证，模拟件和实际构件寿命一致性较好。
Claims (6)
1.一种航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于包括如下步骤：
S1：在工作应力循环下，对结构件建模，并进行有限元分析；得到关键部位虚拟裂纹上工程裂纹长度范围内在峰值载荷和谷值载荷下的循环应力应变分布，以及关键部位的有效拉伸变形功weq，weq由公式(1)和公式(2)计算
公式(1)
公式(2)
公式(1)中，定义从第一主应力σ1最大点开始沿σ1梯度最大方向为虚拟裂纹，a是指虚拟裂纹上的一点和第一主应力σ1最大点的距离；
Rσ为应变比，σm为平均应力，σa为应力幅，εae为弹性应变幅，εap为塑性应变幅，n'为循环应变硬化指数，w的物理意义为单位体积内的拉伸应变能，单位为MJ/m3；
公式(2)中，a0为工程裂纹长度，有效拉伸变形功的单位仍然是MJ/m3，物理意义是拉伸应变能在工程裂纹长度虚拟裂纹上的平均值；
S2：初步选择模拟件构型：
根据结构件关键部位的特点，初步选择确定一种模拟件的构型形式；
S3：模拟件设计优化：
改变模拟件的几何参数，使模拟件和真实构件虚拟裂纹工程裂纹长度内应力应变的分布一致，如果通过调整几何参数不能满足要求，则需要重新设计模拟件结构；
S4：弹塑性校核
采用和真实构件实际工作中或试验循环一致的循环载荷，分别对构件和模拟件进行弹塑性计算，并比较模拟件和构件的有效拉伸变形功，如果差异过大，则需要重新调整模拟件几何参数，直到模拟件和构件的有效拉伸变形功的差异满足精度要求；
步骤S2中，根据结构件关键部位的特点，选择大R应力集中板，或小R应力集中板，其中：
大R应力集中板，模拟件的试验段半径R等于1/2结构件孔径，调整板宽W可调整R边附近的应变分布；
小R应力集中板，圆角RA等于1/2孔径，调整板宽比W/L可调整R边附近的应变分布；
采用大R应力集中板模拟轮盘中心孔的孔边疲劳过程；采用小R应力集中板模拟直径不太大的孔的孔边疲劳过程。
2.根据权利要求1所述的航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于，步骤S1中，定义虚拟裂纹工程长度a0为0.8mm。
3.根据权利要求1所述的航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于，步骤S1中，在对结构件进行有限元建模时，在危险部位及附近使用六面体单元，并保证足够的节点密度，确保关键部位虚拟裂纹0.8mm范围内10个以上节点数。
4.根据权利要求1所述的航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于，模拟件厚度小于构件关键部位的厚度，但不要改变其平面应力或平面应变的性质。
5.根据权利要求4所述的航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于，关键部位包括轮盘中心孔、轮盘螺栓孔。
6.根据权利要求1所述的航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于，步骤S3中，设计优化采用线弹性计算。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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