CN114492107A

CN114492107A - 一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法

Info

Publication number: CN114492107A
Application number: CN202111645611.8A
Authority: CN
Inventors: 胡绪腾; 嵇大伟; 郭秩维; 周斌; 郑昊东; 王梦磊
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics; AECC Shenyang Engine Research Institute
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics; AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date: 2021-12-30
Filing date: 2021-12-30
Publication date: 2022-05-13

Abstract

本发明涉及一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，包括以下步骤：根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料和服役工况，分别确定涡轮盘轮缘凸块模拟件材料和试验温度；根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料性能以及实际尺寸，进行建模分析，获得实际涡轮盘榫连结构构件的受力情况，确定应力集中部位的局部最大应力，导出定义路径的应力分布；根据模拟件设计准则，保证涡轮盘轮缘凸块模拟件应力集中部位的几何形状相似；对涡轮盘轮缘凸块模拟件进行有限元分析，获得涡轮盘轮缘凸块模拟件应力集中部位应力分布和定义路径分布。本发明能够充分反映涡轮盘榫连结构中涡轮盘轮缘凸块危险部位的应力集中、应力分布特征。

Description

一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法

技术领域

本发明是涉及一种针对航空发动机涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件的设计方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

涡轮盘榫连结构是航空发动机中叶片与轮盘连接的重要部分。在工况方面，由于涡轮盘轮缘凸块的榫头榫槽位于轮盘外缘，高转速下此结构会承受很大的离心力；在性能方面，涡轮前燃气温度、转子的转速等随之升高，进而令涡轮叶片等航空发动机的热端部件的工况愈发恶劣。因此，既身为转动部件承受高载荷，又作为热端部件承受热负荷，涡轮盘榫连结构的强度及寿命问题至关重要，其设计的合理性直接与转子部件的强度、寿命及可靠性相关。涡轮盘榫连结构由于承受高应力及热负荷，且同时由于航空发动机运行期间叶片以及轮盘的旋转也使得其所受的载荷具有一定的周期性，涡轮盘榫连结构所遭受的破坏类型主要为：蠕变、低循环疲劳、蠕变-疲劳等破坏，而涡轮盘榫连结构的失效使其制约航空发动机的寿命。因此，为了航空发动机的安全性与可靠性，对涡轮盘榫连结构的蠕变疲劳寿命预测及分析工作十分重要。但是，鉴于航空发动机榫连结构的结构复杂、造价不匪，同时蠕变疲劳试验周期时间较长，所以经常使用模拟件进行蠕变疲劳试验。

目前国内对模拟件的研究主要是从模拟件寿命模型、模拟件设计准则两方面着手，并以模拟件试验与实际构件验证相结合的方法来确认模拟件与实际构件的寿命与可靠性是否相近。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明的目的是提供一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，能够充分反映涡轮盘榫连结构中涡轮盘轮缘凸块危险部位的应力集中、应力分布特征。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，包括以下步骤：

(1)根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料和服役工况，分别确定涡轮盘轮缘凸块模拟件材料和试验温度；

(2)根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料性能以及实际尺寸，进行建模分析，获得实际涡轮盘榫连结构构件的受力情况，确定应力集中部位的局部最大应力，导出定义路径的应力分布；

(3)根据模拟件设计准则，保证涡轮盘轮缘凸块模拟件应力集中部位的几何形状相似，以此设计涡轮盘轮缘凸块模拟件的几何尺寸；

(4)根据实际涡轮盘榫连结构构件的应力集中部位的最大局部应力，对涡轮盘轮缘凸块模拟件进行有限元分析，获得涡轮盘轮缘凸块模拟件应力集中部位应力分布和定义路径分布。

所述步骤(2)中，根据实际涡轮盘榫连结构构件旋转角速度设置加载条件后，使用有限元分析软件进行计算，根据计算结果，通过应力云图分析得到榫连结构中涡轮盘轮缘凸块的应力集中部位应力分布情况，确定该区域最大应力，即为应力集中部位的局部最大应力；根据应力集中部位定义一条路径，然后导出沿该路径距离梯度的应力变化数据，为涡轮盘轮缘凸块模拟件设计准备对比数据。

所述步骤(3)中，根据实际涡轮盘榫连结构构件的受力情况，确定涡轮盘轮缘凸块模拟件的应力集中部位；根据模拟件设计准则，保证涡轮盘轮缘凸块模拟件应力集中部位的几何形状与实际涡轮盘榫连结构构件几何形状相似，以此设计涡轮盘轮缘凸块模拟件几何尺寸，然后，为了使该结构能够被加工使用，对其进行简化。

所述步骤(4)中，通过涡轮盘轮缘凸块模拟件与实际涡轮盘榫连结构构件的尺寸相似，加载相应的受力条件后，并不能直接得到与实际构件力集中部位的最大局部应力相同的应力数值，这是因为二者并非严格线性相关，经过迭代计算最终确定使轮缘凸块模拟件应力集中部位的最大局部应力与实际构件相同时的加载载荷。

所述步骤(4)中，根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料参数以及工作时的旋转角速度，计算获得离心力，再以此估算出需要施加在有限元上的载荷，然后在涡轮盘轮缘凸块模拟件的另一个部件上施加固定约束，进行有限元分析计算；根据轮缘凸块模拟件应力集中部位定义一条路径，与实际涡轮盘榫连结构构件应力集中部位的定义路径进行对比分析；得到能够保证与实际构件应力集中部位的局部最大应力相同的同时，还具有与实际相似的最大应力范围和应变分布，符合所选取的模拟件设计准则的轮缘凸块模拟件。

所述步骤(4)中，在对比模拟件与实际构件的应力集中部位的定义路径应力分布后，若二者相差较大，需要返回步骤(3)，调整模拟件几何尺寸设计，直到二者的应力分布基本保持一致。

所述步骤(4)中，涡轮盘轮缘凸块模拟件的初始截面尺寸为实际涡轮盘榫连结构构件的0.5倍。

有益效果：本发明根据涡轮盘与涡轮叶片连接结构的应力分布状态，以两个叶片榫头加载一个轮缘凸块的形式提出了一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方案。模拟了涡轮盘和涡轮叶片榫连结构中轮缘凸块的应力集中以及应力梯度，使模拟件可以用于模拟涡轮盘轮缘凸块的的实际受力状态。这为利用试验研究榫连结构涡轮盘轮缘凸块的实际受力状态和失效形式等创造了条件。

附图说明

图1为本发明的涡轮盘榫连结构模拟件设计方案流程图；

图2为实际轮盘叶片配合图；

图3为实际榫连结构应力分布云图；

图4为实际轮缘凸块定义路径分布；

图5为实际榫连结构与其简化设计；

图6为榫连结构模拟件建模；

图7为模拟件建模应力云图；

图8为轮缘凸块定义路径及对比；

图9为轮缘凸块定义路径上随距离梯度变化的应力分布；

图10为轮缘凸块模拟件最终工程图纸；

图11为叶片榫头加载模拟件最终工程图纸；

图12为榫连结构模拟件实物图。

具体实施方式

下面通过具体的实例并结合附图对本发明作进一步详细描述。

如图1所示，本发明涉及一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，步骤为：(1)根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料和服役工况，分别确定模拟件材料和试验温度；(2)根据实际构件的材料性能以及实际尺寸，进行建模分析，获得实际构件的受力情况，主要为榫连结构中涡轮盘轮缘凸块的应力集中部位应力分布情况，确定应力集中部位的局部最大应力，导出定义路径的应力分布；(3)根据模拟件设计准则，保证模拟件应力集中部位的几何形状相似，以此设计模拟件的几何尺寸；(4)根据实际构件的受力情况，对设计模拟件进行有限元分析，获得模拟件应力集中部位应力分布和定义路径分布等。

考虑涡轮盘和涡轮叶片应力集中、应力梯度的模拟件设计方案，本发明提出的一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其流程图如图1。

实施例1，包括如下步骤：

第一步，根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料和服役工况，分别确定模拟件材料和试验温度。材料性能参数包括材料密度、弹性模量、泊松比等，这些参数可通过材料性能测试或材料数据手册获取。对于随温度变化的材料参数，给出多组温度下的材料参数，所取温度范围需将轮盘工作温度场中的最大值与最小值包含在内。

第二步，根据实际构件的材料性能以及实际尺寸，建立几何模型分析。所述几何模型指借助计算机辅助设计软件，按照实际结构设计完成的涡轮盘和叶片配合三维几何模型，如图2所示。根据实际构件旋转角速度设置加载条件后，使用有限元分析软件模拟典型工况条件进行计算。其中工作温度场可通过传热分析或实际测量获取，工作转速可通过计算或实际测量获取。根据计算结果，通过应力云图(见图3)分析得到涡轮盘轮缘凸块的应力集中部位应力分布情况，确定该区域最大应力，即为应力集中部位的局部最大应力。根据应力集中部位定义一条路径，然后导出沿该路径距离梯度的应力变化数据，为模拟件设计准备对比数，如图4所示。

第三步，根据榫连结构实际构件的受力情况，确定轮缘凸块模拟件的应力集中部位。根据模拟件设计准则，保证模拟件应力集中部位的几何形状与实际结构的应力集中部位几何形状相似，以此设计模拟件几何尺寸。同时为了保证榫连结构模拟件的夹持方式，并且考虑到榫连结构的主要研究对象为涡轮盘轮缘凸块，决定将榫连结构模拟件设计为两个叶片榫头加载一个轮缘凸块的形式。其中，涡轮盘轮缘凸块的榫齿为完整齿形，叶片榫头为两个相邻叶片的榫齿各取一半组成的加载模拟件。然后，为了使该结构能够被加工使用，对其进行简化(见图5)。根据试验所采用的仪器和加工所使用的原料，对该榫连结构模拟件的尺寸进行了限制，确定模拟件的截面线性尺寸为实际构件得0.5倍，同时在厚度上保证叶片榫头加载模拟件为8mm，轮缘凸块模拟件为4mm。然后借助计算机辅助设计软件进行模拟件三维几何模型的建立，如图6所示。

第四步，根据实际构件的应力集中部位的最大局部应力，同时根据模拟件的初始截面尺寸为实际构件得0.5倍，对设计模拟件进行有限元分析。根据实际构件的材料参数以及工作时的旋转角速度，计算获得离心力。再以此估算出需要施加在有限元上的载荷，然后在榫连结构模拟件的另一个部件上施加固定约束，进行有限元分析计算，获得模拟件应力分布云图(见图7)。根据轮缘凸块模拟件应力集中部位定义一条路径，与实际构件应力集中部位的定义路径进行对比分析，如图8、图9所示。在对比模拟件与实际构件的应力集中部位的定义路径应力分布后，若二者相差较大，则需要重新调整模拟件几何尺寸设计，直到二者的应力分布基本保持一致。最后，在该例中模拟件两端采用螺纹连接，最终设计的模拟件图纸如图10、图11所示。按图纸加工后的最终模拟件实物见图12。

提供以上实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

1.一种考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(2)中，根据实际涡轮盘榫连结构构件旋转角速度设置加载条件后，使用有限元分析软件进行计算，根据计算结果，通过应力云图分析得到榫连结构中涡轮盘轮缘凸块的应力集中部位应力分布情况，确定该区域最大应力，即为应力集中部位的局部最大应力；根据应力集中部位定义一条路径，然后导出沿该路径距离梯度的应力变化数据，为涡轮盘轮缘凸块模拟件设计准备对比数据。

3.根据权利要求1所述的考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中，根据实际涡轮盘榫连结构构件的受力情况，确定涡轮盘轮缘凸块模拟件的应力集中部位；根据模拟件设计准则，保证涡轮盘轮缘凸块模拟件应力集中部位的几何形状与实际涡轮盘榫连结构构件几何形状相似，以此设计涡轮盘轮缘凸块模拟件几何尺寸，然后，为了使该结构能够被加工使用，对其进行简化。

4.根据权利要求3所述的考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(3)中，为保证轮缘凸块模拟件应力集中部位的几何形状相似，同时为了保证榫连结构模拟件的夹持方式，并且考虑到榫连结构的主要研究对象为涡轮盘轮缘凸块，因此将榫连结构模拟件设计为两个叶片榫头加载一个轮缘凸块的形式；其中，涡轮盘轮缘凸块的榫齿为完整齿形，叶片榫头为两个相邻叶片的榫齿各取一半组成的加载模拟件；而后对其简化。

5.根据权利要求1所述的考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中，通过涡轮盘轮缘凸块模拟件与实际涡轮盘榫连结构构件的尺寸相似，加载相应的受力条件后，并不能直接得到与实际构件力集中部位的最大局部应力相同的应力数值，这是因为二者并非严格线性相关，经过迭代计算最终确定使轮缘凸块模拟件应力集中部位的最大局部应力与实际构件相同时的加载载荷。

6.根据权利要求1所述的考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中，根据实际涡轮盘榫连结构构件的材料参数以及工作时的旋转角速度，计算获得离心力，再以此估算出需要施加在有限元上的载荷，然后在涡轮盘轮缘凸块模拟件的另一个部件上施加固定约束，进行有限元分析计算；根据轮缘凸块模拟件应力集中部位定义一条路径，与实际涡轮盘榫连结构构件应力集中部位的定义路径进行对比分析；得到能够保证与实际构件应力集中部位的局部最大应力相同的同时，还具有与实际相似的最大应力范围和应变分布，符合所选取的模拟件设计准则的轮缘凸块模拟件。

7.根据权利要求6所述的考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中，在对比模拟件与实际构件的应力集中部位的定义路径应力分布后，若二者相差较大，需要返回步骤(3)，调整模拟件几何尺寸设计，直到二者的应力分布基本保持一致。

8.根据权利要求1所述的考核涡轮盘轮缘凸块的疲劳试验模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中，涡轮盘轮缘凸块模拟件的初始截面尺寸为实际涡轮盘榫连结构构件的0.5倍。