CN114861317A - 一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法 - Google Patents

一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，步骤为：(1)针对叶片下缘板倒角部位，提取形状、尺寸特征参数；(2)在保证危险部位几何相同的条件下，初步设计模拟件形状；(3)使得模拟件危险部位与真实叶片下缘板倒角部位典型位置沿危险路径方向的最大Schmid应力幅值大小在临界距离范围内保持一致；(4)基于有限元仿真确定模拟件考核段与夹持段的偏心距离；(5)模拟件加工工艺与真实涡轮叶片相同，其微观组织应与考核部位尽量保持一致，考虑到叶片第二晶向不确定性的影响，模拟件应涵盖至少6种不同第二晶向；(6)涡轮叶片外表面通常带有涂层，模拟件外表面需要采用相同工艺喷涂相同牌号涂层。

Description

一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周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，具体涉及一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法。
背景技术
涡轮转子叶片是航空发动机的重要零件，由于其工作在高温高压高转速的恶劣环境，叶片通常在倒角、槽等位置发生高应力断裂、疲劳、蠕变失效。该失效对发动机造成的危害很大。因此，叶片在工作过程中发生断裂、疲劳、蠕变等失效时，及时找出失效产生的根源非常有必要。对于低压涡轮转子叶片，由于温度较低，不需要在叶片表面布局气膜孔等冷却措施，温度分布比较均匀。叶片表面气动力载荷、离心力载荷是引起低压涡轮转子叶片叶根前缘应力集中的主要根源。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，可解决这一问题。
叶片下缘板特征模拟件被用来进行疲劳试验，以模拟真实叶片下缘板倒角部位的破坏过程。叶片下缘板特征模拟件的设计过程中需要考虑的问题包括：(1)如何使叶片下缘板特征模拟件的考察位置的应力、应力梯度、应变梯度等参数与真实叶片下缘板的危险点保持一致；(2)如何保证叶片下缘板特征模拟件上破坏发生的位置即为考察点；(3)在保证前两条的前提下，如何使模拟件的结构简单，容易加工。目前关于叶片下缘板模拟试验件的设计非常稀缺。
发明内容
为克服现有技术的不足，本发明提供一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，具体包括如下步骤：
步骤(1)：针对叶片下缘板倒角部位提取形状、尺寸特征参数，获取涡轮叶片下缘板倒角部位的几何模型；为研究叶片下缘板的不同倒角大小对涡轮叶片疲劳强度的影响，对四种不同半径的倒角进行研究，所述倒角的半径R分别选为1mm、2mm、3mm、4mm，所述倒角分别与叶身及榫头相切；
步骤(2)：根据需要研究的倒角大小，在保证考核部位与模拟件几何相同的情况，设计出初步的模拟件形状，获取涡轮叶片下缘板倒角部位的工况条件以及所述工况条件下的材料性能参数；所述工况条件包括涡轮叶片工作的温度、受到的离心载荷和气动载荷；所述材料性能参数包括涡轮叶片材料的密度、在工作温度下的弹性模量、泊松比、膨胀系数和疲劳本构参数；
步骤(3)：依据步骤(1)的所述几何模型和步骤(2)所述的工况条件以及材料性能参数，建立涡轮叶片倒角部位的有限元分析模型，通过调整、优化模拟件的部分尺寸参数，使得模拟件危险部位与真实叶片下缘板倒角部位典型位置沿危险路径方向的最大Schmid应力幅值大小在临界距离范围内保持一致；
步骤(4)：基于步骤(3)中确定的模拟件的几何结构和尺寸参数，考虑到下缘板截面存在非均匀应力场，需要提供附加弯矩，基于有限元分析确定模拟件考核段与夹持段的偏心距离，使得模拟件反映真实叶片下缘板倒角部位的非均匀应力场；
步骤(5)：在步骤(4)中确定模拟件的几何结构及夹持状态后，模拟件加工工艺与真实涡轮叶片保持相同，其微观组织与考核部位尽量保持一致，考虑到叶片第二晶向不确定性的影响，模拟件涵盖至少6种不同第二晶向；
步骤(6)：模拟件外表面采用与涡轮叶片相同的工艺喷涂相同牌号的涂层，尽量还原真实叶片下缘板倒角部位的情况。
进一步地，所述模拟件设计是通过涡轮叶片下缘板倒角部位尺寸确定模拟件的基本尺寸，通过对不同倒角的大小和形状的模拟件模型进行有限元分析确定模拟件最终的形状。
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明在现有模拟件设计方法的基础上，提出了一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，用以研究下缘板倒角部位对航空发动机涡轮叶片低周疲劳寿命的影响，能够模拟真实涡轮叶片下缘板倒角部位的疲劳试验效果。本发明在反映单晶涡轮叶片下缘板倒角部位几何特征的情况下，使得模拟件危险部位与真实叶片下缘板倒角部位典型位置沿危险路径方向的最大Schmid应力幅值大小在临界距离范围内保持一致，满足涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳试验模拟的需求，服务与支撑航空发动机涡轮叶片模拟件设计与寿命预测技术。目前相关技术未见报道，本发明弥补了相关研究不足。
附图说明
图1为本发明的一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法实施流程；
图2为涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件示意图；
图3为涡轮叶片下缘板倒角部位示意图；
图4为涡轮叶片材料的力学性能和持久性能参数示意图；
图5为涡轮叶片下缘板倒角部位最大等效应力随着倒角半径的变化情况示意图。
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，对本发明技术方案做进一步说明。
本发明的一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，以涡轮叶片下缘板倒角部位为模拟部位，针对叶片下缘板倒角部位，提取形状、尺寸特征参数，模拟件的倒角半径R等于结构件倒角半径，模拟件厚度可以小于叶片下缘板厚度，但不要改变其平面应力或平面应变的性质，模拟件结构如图2所示，调整板宽W可调整R边附近的应变分布。通过调整、优化模拟件的部分尺寸参数，使得模拟件危险部位与真实叶片下缘板倒角部位典型位置沿危险路径方向的最大Schmid应力幅值大小在临界距离范围内保持一致，同时采用偏心夹持的方式反映真实叶片下缘板倒角部位的非均匀应力场，最后考虑不同晶向和涂层的影响。
如图1所示，本发明涉及一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，实现步骤如下：
第一步，获取涡轮叶片下缘板倒角部位的几何模型，测量所述倒角部位的几何尺寸；所述几何模型指通过计算机辅助设计软件设计完成的涡轮叶片下缘板倒角部位的三维几何模型；所述模拟件在设计时针对四种不同半径的倒角进行研究，所述倒角的半径R分别选为1mm、2mm、3mm、4mm，所述倒角分别与叶身及榫头相切，具体倒角部位的结构如图3所示。
第二步，根据需要研究的倒角大小，在保证考核部位与所述模拟件几何相同的情况，设计出初步的模拟件形状，如图2所示；获取涡轮叶片的工况条件以及所述工况条件下的材料性能参数，所述材料性能参数包括涡轮叶片的材料的密度、在工作温度下的弹性模量、泊松比、膨胀系数和疲劳本构参数等。某型航空发动机低压转子叶片选用K417G铸造高温合金，材料密度为7.85×103kg/m3，该材料在不同温度下的力学性能和持久性能如图4所示；低压转子叶片主要承受温度场载荷、离心力载荷和气动压力载荷，所述温度场载荷以节点温度形式施加，根据热分析得到的温度场分布作为所述温度场载荷加载至计算模型，所述温度场的范围为726～795℃；所述离心力载荷通过轴向转速施加，转速为280rad/s；所述气动压力载荷以节点压力形式施加。根据气动计算得到的压力场分布作为所述气动压力载荷加载至计算模型，气动压力范围为0.108～0.152MPa。
第三步，依据第一步获取的几何模型及第二步的工况条件以及所述工况条件下的材料性能参数，建立涡轮叶片下缘板倒角部位的有限元疲劳分析模型，计算获得模拟件危险部位最大Schmid应力幅值，通过调整、优化所述模拟件的部分尺寸参数，使得模拟件危险部位与真实叶片下缘板倒角部位典型位置沿危险路径方向的最大Schmid应力幅值大小在临界距离范围内保持一致；分析叶片下缘板倒角半径对叶片等效应力的影响，图5为叶片最大等效应力随着倒角半径的变化情况。可以发现随着叶片下缘板倒角半径增加，低压涡轮转子叶片下缘板的最大等效应力逐渐降低。
第四步，基于第三步中确定的模拟件的基本形状和尺寸参数，倒角半径选择2mm；考虑下缘板截面存在非均匀应力场，在有限元软件中尝试不同的模拟件考核段与夹持段的偏心距离，确定一个合适的偏心距离，使得模拟件能反映真实叶片下缘板倒角部位的非均匀应力场。所述夹持段是模拟件进行试验时夹持装置所固定的部分，其与模拟件考核段的偏心距离会产生附加弯矩，影响非均匀应力场的分布。所述夹持段是根据需要的附加弯矩大小来确定的。
第五步，通过调整第四步确定的所述模拟件的几何结构及夹持状态后，模拟件加工工艺与真实涡轮叶片保持相同，其微观组织应与所述考核部位尽量保持一致，考虑到叶片第二晶向不确定性的影响，设计出的模拟件应涵盖至少6种不同第二晶向。
第六步，针对设计好的模拟件进行表面处理，外表面需要采用与涡轮叶片相同的工艺喷涂相同牌号的涂层，尽量还原真实叶片下缘板倒角部位的情况。
提供以上实施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 (2)

1.一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，其特征在于，包括步骤如下：
步骤(1)：针对叶片下缘板倒角部位提取形状、尺寸特征参数，获取涡轮叶片下缘板倒角部位的几何模型；为研究叶片下缘板的不同倒角大小对涡轮叶片疲劳强度的影响，对四种不同半径的倒角进行研究，所述倒角的半径R分别选为1mm、2mm、3mm、4mm，所述倒角分别与叶身及榫头相切；
步骤(2)：根据需要研究的倒角大小，在保证考核部位与模拟件考核段几何相同的情况，设计出初步的模拟件形状，获取涡轮叶片下缘板倒角部位的工况条件以及所述工况条件下的材料性能参数；所述工况条件包括涡轮叶片工作的温度、受到的离心载荷和气动载荷；所述材料性能参数包括涡轮叶片材料的密度、在工作温度下的弹性模量、泊松比、膨胀系数和疲劳本构参数；
步骤(3)：依据步骤(1)的所述几何模型和步骤(2)所述的工况条件以及材料性能参数，建立涡轮叶片倒角部位的有限元分析模型，通过调整、优化模拟件的部分尺寸参数，使得模拟件危险部位与真实叶片下缘板倒角部位典型位置沿危险路径方向的最大Schmid应力幅值大小在临界距离范围内保持一致；
步骤(4)：基于步骤(3)中确定的模拟件的几何结构和尺寸参数，考虑到下缘板截面存在非均匀应力场，需要提供附加弯矩，基于有限元分析确定模拟件考核段与夹持段的偏心距离，使得模拟件反映真实叶片下缘板倒角部位的非均匀应力场；
步骤(5)：在步骤(4)中确定模拟件的几何结构及夹持状态后，模拟件加工工艺与真实涡轮叶片保持相同，其微观组织与考核部位尽量保持一致，考虑到叶片第二晶向不确定性的影响，模拟件涵盖至少6种不同第二晶向；
步骤(6)：模拟件外表面采用与涡轮叶片相同的工艺喷涂相同牌号的涂层，还原真实叶片下缘板倒角部位的情况。
2.根据权利要求1所述的一种单晶涡轮叶片下缘板倒角部位低周疲劳模拟件设计方法，其特征在于：所述模拟件设计是通过涡轮叶片下缘板倒角部位尺寸确定模拟件的基本尺寸，通过对不同倒角的大小和形状的模拟件模型进行有限元分析确定模拟件最终的形状。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118194637A (zh) * 2024-03-05 2024-06-14 南京航空航天大学 Cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法
CN118484887A (zh) * 2024-05-06 2024-08-13 中国航发湖南动力机械研究所 基于截面应力一致的涡轮叶片叶身蠕变模拟件设计方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016195689A1 (en) * 2015-06-04 2016-12-08 Siemens Energy, Inc. Attachment system for turbine engine airfoil
CN112100765A (zh) * 2020-08-28 2020-12-18 北京航空航天大学 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
CN112729795A (zh) * 2020-12-25 2021-04-30 北京航空航天大学 一种叶根缘板过渡特征模拟试样
CN113670685A (zh) * 2021-08-04 2021-11-19 北京航空航天大学 一种用于刻画叶身与缘板过渡处结构细节的疲劳试验件

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016195689A1 (en) * 2015-06-04 2016-12-08 Siemens Energy, Inc. Attachment system for turbine engine airfoil
CN112100765A (zh) * 2020-08-28 2020-12-18 北京航空航天大学 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
CN112729795A (zh) * 2020-12-25 2021-04-30 北京航空航天大学 一种叶根缘板过渡特征模拟试样
CN113670685A (zh) * 2021-08-04 2021-11-19 北京航空航天大学 一种用于刻画叶身与缘板过渡处结构细节的疲劳试验件

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
嵇建琪 等: "叶根前缘倒角对低压涡轮转子叶片强度的影响", 设计与研究, no. 3, 15 March 2018 (2018-03-15), pages 65 - 69 *
艾兴 等: "叶根倒角模拟件设计", 航空发动机, vol. 47, no. 2, 15 April 2021 (2021-04-15), pages 58 - 62 *
荆甫雷 等: "一种单晶涡轮叶片热机械疲劳寿命评估方法评估方法", 航空动力学报, vol. 31, no. 2, 20 January 2016 (2016-01-20), pages 299 - 306 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118194637A (zh) * 2024-03-05 2024-06-14 南京航空航天大学 Cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法
CN118484887A (zh) * 2024-05-06 2024-08-13 中国航发湖南动力机械研究所 基于截面应力一致的涡轮叶片叶身蠕变模拟件设计方法

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