CN114756972A - 一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，步骤为：(1)基于外场服役、试车试验或有限元仿真确定涡轮盘榫接结构危险齿，获得危险齿上的最大滑移距离和通过危险点垂直接触面的最危险路径上的等效应力分布；(2)针对榫接结构危险齿，提取几何形状关键尺寸参数；(3)以楔形块为基本构型，在保证危险部位几何关键尺寸一致的条件下，获得模拟件初始几何形状；(4)在考核榫槽顶部两侧设置圆弧形变刚度结构，开展变刚度结构参数的敏感度分析，调整最大滑移距离最敏感的参数，保证榫齿接触面上的最大滑移距离与真实结构一致，再调整等效应力梯度敏感而最大滑移距离不敏感的参数，保证等效应力分布在临界距离范围内一致。

Description

一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法
技术领域
本发明属于航空航天发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法。
背景技术
连接件在力振动、温度循环变化等交幅变化载荷的耦合作用下，接触面之间会发生位移幅度在微米量级的相对运动，称为微动。结构件接触面间的微动会促进损伤处产生裂纹、裂纹扩展甚至到断裂，这个过程被称为微动疲劳，会加速结构件的破坏，导致一些连接件结构寿命显著下降，是导致结构件破坏的重要原因之一，被称为工业“癌症”。
在航空工业领域，微动疲劳更是造成故障的重要来源。据统计，在航空发动机的故障中，约有1/6是由微动疲劳引起的。航空发动机的涡轮盘与叶片通过榫接结构连接，在极高转速、振动、叶片气动力造成的惯性力和高温造成的温度载荷(约600℃)构成了接触面的接触载荷。在这种载荷下，接触区域的边缘会产生很高的应力集中和磨损，导致裂纹的产生和疲劳寿命的下降，使得微动疲劳成为榫接结构的主要失效模式。为评估航空发动机榫接结构微动疲劳寿命，需开展具有结构特征的模拟件试验，而如何设计微动疲劳模拟件以反映真实结构的载荷特征、应力分布、接触状态，重现失效模式是开展此类试验的关键。
目前开展微动疲劳试验的试验件主要有两种形式：一是采用标准平板件，在利用单轴疲劳试验机施加轴向载荷的同时，在垂直于轴向方向设置一对微动垫与平板件的一对侧面接触，并通过额外加载装置施加正压力；二是模拟真实榫接形式，设计榫头和榫槽试验件或夹具，通过一对或多对倾斜接触面传力而实现加载。对于第一种试验形式，通过调整轴向载荷和正压力的大小和比例以模拟真实榫接接触面上的切向和法向载荷，然而受限于结构形式，只能模拟接触面上各载荷的平均值，难以反映真实榫接的应力分布，因此多用于微动疲劳机理研究，获得各载荷参数的影响规律。对于第二种试验形式，是受到广泛认可的研究榫接结构微动疲劳的一种有效途径，然而现有的设计(如中国实用新型专利CN207423505 U(镍基单晶高温合金燕尾形榫头与粉末高温合金微动垫接触时的高温微动疲劳失效行为)仅将几何相似性作为模拟件设计的目标，并没有考虑应力分布的一致性；此外涡轮盘榫槽在受载状态下会发生变形，对接触面的相对滑移距离产生影响。现有设计中通过加宽榫槽试件的宽度来减小变形量，并未对相对滑移量的进行定量设计；同时该设计仅适用于对榫头的考核，尺寸较大的榫槽夹具使其推广到榫槽考核时面临的材料浪费问题。
综上所述，现有技术方案存在各自的不足，难以实现涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计要求，具体不足如下：
(1)现有采用标准平板件的微动疲劳试验件，难以反映榫接结构的载荷特征。
(2)现有采用榫连接结构形式的微动疲劳试验件，设计中仅考虑了几何结构的相似性，并没有考虑应力分布的一致性。
(3)现有采用榫连接结构形式的微动疲劳试验件，考核部位均为榫头，榫槽作为夹具，其结构尺寸大，无法开展考核涡轮盘榫槽的微动疲劳试验。
发明内容
为克服现有技术方案的不足，本发明提供一种涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，能够充分考虑真实榫接结构的几何结构、应力分布、相对滑移量的要求，能够有效开展涡轮盘榫槽微动疲劳试验，服务与支撑航空发动机涡轮盘榫槽的疲劳性能评估。
本发明的解决方案如下：
一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，包括如下步骤：
步骤1：基于外场服役、试车试验或有限元仿真确定涡轮盘榫接结构的危险齿，获得所述危险齿上的最大滑移距离和所述危险点垂直接触面的最危险路径上的等效应力分布；
步骤2：针对榫接结构的所述危险齿，提取几何形状关键尺寸参数；
步骤3：以楔形块为基本构型，在保证所述危险齿的几何关键尺寸参数一致的条件下，获得模拟件的初始几何形状；
步骤4：在所述模拟件的榫槽顶部两侧设置圆弧形变刚度结构，开展最大滑移距离和等效应力分布梯度对圆弧形变刚度结构的参数的敏感度分析，调整最大滑移距离最敏感的参数，保证榫齿的接触面上的最大滑移距离与所述步骤1中获得的真实危险齿的一致，再调整等效应力分布梯度敏感而最大滑移距离不敏感的参数，进而保证等效应力分布在具有一定范围的误差的临界距离内。
进一步地，所述步骤1中，所述最危险路径上的等效应力分布需要控制单元尺寸以保证所述等效应力分布的有限元计算精度，在所述临界距离内包含的单元积分点不少于10个。
进一步地，所述步骤2中，所述几何形状关键尺寸参数为榫头和榫槽的压力角、齿形角、齿底倒圆、齿顶倒圆和接触宽度。
进一步地，所述步骤3中，所述楔形块为单齿模拟件的外部轮廓形状，为了实现稳定夹持和方便拆装，根据仿真模拟和试验经验，楔形夹持面与加载轴线的夹角为20°。
进一步地，所述步骤4中，所述圆弧形变刚度结构具有3个可调节尺寸，分别为圆弧半径R、可调节深度H和可调节宽度W。
进一步地，所述步骤4中，在所述一定范围的误差下，根据寿命模型计算出的所述模拟件的寿命与真实结构的寿命误差在1.5倍分散带以内。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提出了一种微动疲劳模拟件设计的可行方法，在保证几何关键尺寸一致的前提下，实现了对应力分布和相对滑移量的控制，能够反映真实榫接的载荷状态。
(2)采用本发明的设计方法设计的模拟件，结构紧凑，尺寸较小，保证有效开展涡轮盘榫槽微动疲劳考核的同时可节省大量试验材料。
(3)本发明提出的圆弧形变刚度结构，可调参数少，可操作性强，降低了设计难度，同时调节范围广，具有较好的适用性，可应用于直榫、斜榫、单齿、多齿等多种榫槽结构模拟件的设计。
附图说明
图1为本发明的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件示意图，其中，11-模拟件考核部位，12-圆弧形变刚度结构，13-楔形夹持面，图中各尺寸的含义如下：W-可调节宽度；H-可调节深度；R-圆弧半径；θ-楔形面角度；
图2为本发明的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法流程图；
图3为本发明的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件与配套的榫头和榫槽夹具的装配示意图，其中，1-榫槽模拟件；2-榫头模拟件；3-榫槽模拟件通用夹具；
图4为本发明的设计方法典型实施过程中，实施例的应力分布和相对滑移距离对圆弧形可调结构参数的敏感度分析，(a)等效应力分布误差敏感度分析，(b)相对滑移距离敏感度分析；
图5为本发明的设计方法典型实施过程中，实施例的应力分布和相对滑移量距离与真实结构的对比图，(a)为实施例和真实结构等效应力分布的曲线，(b)为实施例和真实结构相对滑移量的对比图；
图6为本发明的设计方法典型实施过程中，实施例和真实结构的等效应力分布云图，(a)真实结构，(b)实施例结构。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
下面结合附图，对本发明一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法的技术方案进行详细说明。
本发明的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，包括如下步骤：
步骤1：基于外场服役、试车试验或有限元仿真确定涡轮盘榫接结构的危险齿，获得所述危险齿上的最大滑移距离和通过所述危险点垂直接触面的最危险路径上的等效应力分布；
步骤2：针对榫接结构的所述危险齿，提取几何形状关键尺寸参数；
步骤3：以楔形块为基本构型，在保证所述危险齿的几何关键尺寸参数一致的条件下，获得模拟件的初始几何形状；
步骤4：在所述模拟件的榫槽顶部两侧设置圆弧形变刚度结构2，开展最大滑移距离和等效应力分布梯度对圆弧形变刚度结构2的参数的敏感度分析，调整最大滑移距离最敏感的参数，保证榫齿的接触面上的最大滑移距离与所述步骤1中获得的真实危险齿的一致，再调整等效应力分布梯度敏感而最大滑移距离不敏感的参数，进而保证等效应力分布在具有一定范围的误差的临界距离内。
进一步地，所述步骤1中，所述最危险路径上的等效应力分布需要控制单元尺寸以保证所述等效应力分布的有限元计算精度，在所述临界距离内包含的单元积分点不少于10个。
进一步地，所述步骤2中，所述几何形状关键尺寸参数为榫头和榫槽的压力角、齿形角、齿底倒圆、齿顶倒圆和接触宽度。
进一步地，所述步骤3中，所述楔形块为单齿模拟件的外部轮廓形状，为了实现稳定夹持和方便拆装，根据仿真模拟和试验经验，楔形夹持面与加载轴线的夹角为20°。
进一步地，所述步骤4中，所述圆弧形变刚度结构2具有3个可调节尺寸，分别为圆弧半径R、可调节深度H和可调节宽度W。
进一步地，所述步骤4中，在所述一定范围的误差下，根据寿命模型计算出的所述模拟件的寿命与真实结构的寿命误差在1.5倍分散带以内。
下面对本发明的一个实施例进行具体说明。如图1所示，模拟件整体为楔形块状；模拟件考核部位11形状为榫槽真实齿形，榫槽顶部两侧各设置有圆弧形变刚度结构12，用于调整所述模拟件在受载条件的应力分布和相对滑移距离。所述模拟件左右两侧为一对楔形夹持面13，具有自定心的作用，实现所述模拟件的稳定承载。实际试验过程中，所述模拟件安装在榫槽夹具中，并与配套的榫头配合，如图3所示，载荷通过所述榫头和榫槽夹具传递到所述模拟件上。
如图2所示，考虑真实榫接结构的几何结构、应力分布、相对滑移量的航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法具体实现如下：
第一步，基于外场服役、试车试验或有限元仿真确定涡轮盘榫接结构的危险齿，在榫槽与榫头接触区域细分网格，建立精细的有限元模型，通过有限元计算获得所述危险齿上的最大滑移距离，获得以最大等效应力点为起点且垂直于接触面的最危险路径上的等效应力分布。提取距离应大于临界距离，同时为了保证所提取的等效应力分布的精度，有限元计算时需要控制单元尺寸：在临界距离内的包含的单元积分点不少于10个。
第二步，针对榫接结构的危险齿提取几何形状关键尺寸参数：压力角、齿形角、齿底倒圆、齿顶倒圆、接触宽度。
第三步，以楔形块为基本构型，保证所述模拟件考核部位11的几何关键尺寸与真实榫接结构一致的条件下，在考核的榫槽顶部两侧设置所述圆弧形变刚度结构12，获得所述模拟件的初始几何形状。楔形块为所述模拟件的外部轮廓形状，由于楔形夹持面13与加载轴线的夹角过大会导致所述模拟件的夹具变形较大，难以长期使用，夹角过小则使得所述模拟件相对夹具的滑动较大，难以拆卸，因此为了实现稳定夹持和方便拆装，根据仿真模拟和试验经验，所述夹角的推荐取值为20°。
第四步，开展最大滑移距离和等效应力分布梯度对所述圆弧形变刚度结构12的参数——圆弧半径R、可调节深度H、可调节宽度W的敏感度分析，如图4所示。建立图3所示的榫槽模拟件1、榫头模拟件2和榫槽模拟件通用夹具3的整体有限元模型，保证榫槽模拟件、榫头的接触区域的网格尺寸与步骤一中真实结构接触区域的网格尺寸一致，榫头与榫槽模拟件、榫槽模拟件与榫槽夹具之间设置为摩擦接触，通过有限元计算获得所述模拟件的接触面上最大滑移距离、经过最大等效应力点沿接触面法向的等效应力分布，其中，(1)通过调整最大滑移距离最敏感的参数:可调节宽度W和可调节深度H，保证榫齿的接触面上的最大滑移距离与真实结构一致，(2)再通过调整等效应力梯度敏感而最大滑移距离不敏感的参数:圆弧半径R，保证等效应力分布在临界距离范围内的误差在一定范围内：在该范围下，根据寿命模型计算出的所述模拟件的寿命与真实结构寿命误差在1.5倍分散带以内。如图5所示本发明的实施例满足要求的相对滑移距离误差为6％，等效应力分布误差为8％。
至此，完成一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计工作。所设计的微动疲劳模拟件能够有效模拟真实榫接结构的几何形式、载荷形式和应力状态，可用于探究和评估涡轮盘榫接结构微动疲劳性能。
按照图1所示，设计的一个实施例：圆弧形变刚度结构12的尺寸为可调节宽度W＝16mm，可调节深度H＝5mm；圆弧半径R＝3mm，所述模拟件整体最大宽度为37mm，最大高度为21mm。所述实施例加工性能良好，可保证试验考核段的加工质量；同时模拟件结构紧凑，设计合理，在试验过程承载稳定，能有效开展涡轮盘榫接结构微动疲劳试验。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：基于外场服役、试车试验或有限元仿真确定涡轮盘榫接结构的危险齿，获得所述危险齿上的最大滑移距离和所述危险齿垂直接触面的最危险路径上的等效应力分布；
步骤2：针对榫接结构的所述危险齿，提取几何形状关键尺寸参数；
步骤3：以楔形块为基本构型，在保证所述危险齿的几何关键尺寸参数一致的条件下，获得模拟件的初始几何形状；
步骤4：在所述模拟件的榫槽顶部两侧设置圆弧形变刚度结构，开展最大滑移距离和等效应力分布梯度对圆弧形变刚度结构的参数的敏感度分析，调整最大滑移距离最敏感的参数，保证榫齿的接触面上的最大滑移距离与所述步骤1中获得的真实结构一致，再调整等效应力分布梯度敏感而最大滑移距离不敏感的参数，进而保证等效应力分布在临界距离内的最大误差在一定范围内。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤1中，所述最危险路径上的等效应力分布需要控制单元尺寸以保证所述等效应力分布的有限元计算精度，在所述临界距离内包含的单元积分点不少于10个。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤2中，所述几何形状关键尺寸参数为榫头和榫槽的压力角、齿形角、齿底倒圆、齿顶倒圆和接触宽度。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤3中，所述楔形块为单齿模拟件的外部轮廓形状，为了实现稳定夹持和方便拆装，根据仿真模拟和试验经验，楔形夹持面与加载轴线的夹角为20°。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤4中，所述圆弧形变刚度结构具有3个可调节尺寸，分别为圆弧半径R、可调节深度H和可调节宽度W。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮盘榫接结构微动疲劳模拟件设计方法，其特征在于：所述步骤4中，在所述最大误差在一定范围内的要求下，根据寿命模型计算出的所述模拟件的寿命与真实结构的寿命误差在1.5倍分散带以内。
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