CN115235745B - 一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法 - Google Patents

一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115235745B
CN115235745B CN202210804378.1A CN202210804378A CN115235745B CN 115235745 B CN115235745 B CN 115235745B CN 202210804378 A CN202210804378 A CN 202210804378A CN 115235745 B CN115235745 B CN 115235745B
Authority
CN
China
Prior art keywords
pressure turbine
fatigue strength
working blade
blade
chamfer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210804378.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115235745A (zh
Inventor
沈锡钢
张翠华
刘一雄
吴向宇
王婧
储建恒
曹航
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202210804378.1A priority Critical patent/CN115235745B/zh
Publication of CN115235745A publication Critical patent/CN115235745A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115235745B publication Critical patent/CN115235745B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/20—Hydro energy

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本申请提供了一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，包括：获得所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果；根据所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果，对振动疲劳试验中产生裂纹的高压涡轮工作叶片进行解剖和断口检查分析，确定裂纹起源位置和裂纹性质，裂纹起源位置即疲劳强度薄弱部位，所述高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位位于叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处；根据高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位的成因，确定所述高压涡轮工作叶片的伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处的倒角半径和内腔宽度为关键设计参数；在保证满足冷气流量和静强度设计前提下，增大所述内腔宽度，以及将原转接倒角处的单圆弧结构改进为多圆弧过渡结构。

Description

一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法
技术领域
本申请涉及管路连接技术领域，特别涉及一种低阻航空管路转向器。
背景技术
在航空发动机事故中，叶片振动疲劳问题是导致结构破坏的主要因素。提高叶片振动疲劳极限是提高叶片抗高周疲劳能力的重要措施之一。现有技术中通常采用表面强化来提高叶片的疲劳强度，例如喷丸强化、激光冲击强化和振动光饰等方法，另外还可以采用疲劳极限更高的材料来制造叶片。
然而上述方法对工艺要求较高，且制造周期长、成本高，存在极大的限制。尤其是对于高压涡轮工作叶片，其结构形式一般为气冷空心叶片，结构复杂，存在大量的气膜孔、肋板和扰流柱，如图1所示。高压涡轮工作叶片振动疲劳极限较低，并且振动疲劳的薄弱环节经常出现在内腔。因此，对于气冷空心结构的高压涡轮工作叶片来说，目前常用的提高疲劳强度的方法存在以下问题：一方面是表明强化技术(如喷丸强化和激光强化)无法在高压涡轮工作叶片内腔使用，而内腔经常遇到疲劳失效问题，必须提高其疲劳强度；另一方面是受限于现有材料的研制技术，只能通过更改价格高、成熟度低的先进材料来提高内腔的疲劳强度，既提高成本又存在合格率低的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，其特征在于，包括：
获得所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果；
根据所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果，对振动疲劳试验中产生裂纹的高压涡轮工作叶片进行解剖和断口检查分析，确定裂纹起源位置和裂纹性质，裂纹起源位置即疲劳强度薄弱部位，所述高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位位于叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处；
根据高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位的成因，确定所述高压涡轮工作叶片的伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处的倒角半径和内腔宽度为关键设计参数；
在保证满足冷气流量和静强度设计前提下，增大所述内腔宽度，以及将原转接倒角处的单圆弧结构改进为多圆弧过渡结构，实现关键设计参数的改进，从而提供所述高压涡轮工作叶片疲劳强度。
进一步的，获得所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果包括：
通过开展高压涡轮工作叶片振动特性分析，获得高压涡轮工作叶片振动应力分布；
之后开展振动疲劳试验获得所述高压涡轮工作叶片疲劳强度结果。
进一步的，所述多圆弧过渡结构中，第一倒角圆弧与所述内腔侧面相切，第二倒角圆弧与第一倒角圆弧相切。
进一步的，所述第一倒角圆弧的内径R2＝(0.75～1.5)H，H为内腔宽度。
进一步的，根据所述高压涡轮工作叶片的应力分析结果调整所述第二倒角圆弧的半径。
进一步的，还包括：
开展改进后的高压涡轮工作叶片振动疲劳试验，以验证改进后的高压涡轮工作叶片内腔隔板与盆背侧的倒角部位是否不再是疲劳强度薄弱部位以及疲劳强度是否提高；
若疲劳强度达到收敛要求，则设计完成；若不满足收敛要求，则按重新进行关键设计成参数的改进，直至满足高周疲劳设计要求。
另一方面，本申请还提供了一种高压涡轮工作叶片，所述高压涡轮工作叶片为气冷空心结构，且所述高压涡轮工作叶片的伸根内腔隔板与盆背侧具有转接倒角，所述高压涡轮工作叶片按照如上中任一所述的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法进行设计得到。
本申请的方法可有效降低高压涡轮工作叶片内腔结构转接部位的应力集中，使其不再是疲劳强度薄弱部位，并且提高叶片疲劳强度，进而提升了叶片抗高周疲劳能力。本申请中所涉及的结构，不影响高压涡轮工作叶片的气动性能和结构可靠性，没有工艺限制，易于实现和广泛应用。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术中的高压涡轮工作叶片结构示意图。
图2为本申请中的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法流程图。
图3为本申请中的高压涡轮工作叶片叶根内腔结构示意图。
图4为图3中A-A和/或B-B截面示意图。
图5为本申请所涉及的叶根内腔局部改进结构示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
本申请提出了一种提高高压涡轮工作叶片(以下或简称叶片)内腔部位的疲劳强度的方法，本方法通过对内腔关键位置的设计尺寸进行优化，可以有效提升高压涡轮工作叶片内部结构的疲劳强度，改动量小，对高压涡轮工作叶片的强度、振动均无大的影响，且该方法无需更改工艺，不需更换叶片材料，不增加成本。
如图2所示，本申请提供的降低高压涡轮工作叶片局部疲劳强度的方法，包括以下步骤：
S1、确定输入
通过开展高压涡轮工作叶片振动特性分析，获得叶片振动应力分布，从而为高压涡轮工作叶片振动疲劳试验设计提供依据，之后开展振动疲劳试验获得叶片疲劳强度结果。
S2、确定疲劳强度薄弱部位
对振动疲劳试验中产生裂纹的高压涡轮工作叶片试验件进行解剖和断口检查分析，确定裂纹起源位置和裂纹性质，裂纹起源位置即疲劳强度薄弱部位。
通过试验结果表明，高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位经常位于叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处，如图3中“A-A”和“B-B”截面位置及图4中的薄弱部位示意图。由于该位置空间有限，转接倒角半径较小，因此存在较大的径向应力集中，在一弯振型下该位置振动应力较高，容易失效。
S3、确定关键设计参数
导致叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处疲劳强度较弱的主要原因是该位置存在较大的径向应力集中，应力集中主要取决于倒角半径R0的大小，而内腔宽度H越大，倒角半径R0就可以越大。因此本申请中确定关键设计参数为内腔隔板与盆背侧的倒角半径R0和内腔宽度H。
S4、结构改进设计
如图5所示的叶片内腔局部结构改进前后对比示意图，本申请中将原来的单圆弧R0，改进为多圆弧过渡的结构，其中，在改进后的结构中：
1)尽量增加内腔宽度H，内腔宽度H主要受冷气流量和叶片静强度设计的影响，在保证满足冷气流量和静强度设计前提下，增大内腔宽度H；
2)最上侧的倒角内径R2与内腔侧面相切，且该内径R2应尽量大；在本申请优选实施例中，该最上侧的倒角内径R2＝(0.75～1.5)H，从而可以有效减小该部位的径向应力集中，进而提高疲劳强度；
3)下侧的倒角半径R1与上侧的倒角半径R2相切，且切点位置尽量低(即靠近内腔隔板的底部)，可根据应力分析结果适当调整倒角半径R1大小。
需要说明的是，本申请中多圆弧结构为两个及以上。当该圆弧为三个或多个时，最上侧的倒角和最底侧的倒角与中间过渡的圆弧相切。在本申请优选实施例中，该多圆弧过渡结构即为两个即可，可以避免圆弧结构过多而导致加工难度的增大。
通过上述过程，即可以提高高压涡轮工作叶片的疲劳强度，但本申请中为了得到更加优秀的高压涡轮工作叶片，本申请的方法中还包括如下步骤：
S5、振动疲劳试验验证
通过开展改进后的叶片振动疲劳试验，以验证改进后的高压涡轮工作叶片内腔隔板与盆背侧的倒角部位是否不再是疲劳强度薄弱部位，以及疲劳强度是否提高，从而验证改进结构的有效性。
试验验证后，若疲劳强度满足要求，则设计完成；若不满足收敛要求，则按重新进行步骤S4的结构改进设计，直至满足高周疲劳设计要求。
本申请的方法可有效降低高压涡轮工作叶片内腔结构转接部位的应力集中，使其不再是疲劳强度薄弱部位，并且提高叶片疲劳强度，进而提升了叶片抗高周疲劳能力。本申请中所涉及的结构，不影响高压涡轮工作叶片的气动性能和结构可靠性，没有工艺限制，易于实现和广泛应用。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，其特征在于，包括：
获得所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果；
根据所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果，对振动疲劳试验中产生裂纹的高压涡轮工作叶片进行解剖和断口检查分析，确定裂纹起源位置和裂纹性质，裂纹起源位置即疲劳强度薄弱部位，所述高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位位于叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处；
根据高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位的成因，确定所述高压涡轮工作叶片的伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处的倒角半径和内腔宽度为关键设计参数；
在保证满足冷气流量和静强度设计前提下，增大所述内腔宽度，以及将原转接倒角处的单圆弧结构改进为多圆弧过渡结构，实现关键设计参数的改进，从而提供所述高压涡轮工作叶片疲劳强度，其中，所述多圆弧过渡结构中，第一倒角圆弧与所述内腔侧面相切，第二倒角圆弧与第一倒角圆弧相切，所述第一倒角圆弧的内径R2＝(0.75～1.5)H，H为内腔宽度。
2.如权利要求1所述的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，其特征在于，获得所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果包括：
通过开展高压涡轮工作叶片振动特性分析，获得高压涡轮工作叶片振动应力分布；
之后开展振动疲劳试验获得所述高压涡轮工作叶片疲劳强度结果。
3.如权利要求1所述的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，其特征在于，根据所述高压涡轮工作叶片的应力分析结果调整所述第二倒角圆弧的半径。
4.如权利要求1至3任一所述的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，其特征在于，还包括：
开展改进后的高压涡轮工作叶片振动疲劳试验，以验证改进后的高压涡轮工作叶片内腔隔板与盆背侧的倒角部位是否不再是疲劳强度薄弱部位以及疲劳强度是否提高；
若疲劳强度达到收敛要求，则设计完成；若不满足收敛要求，则按重新进行关键设计成参数的改进，直至满足高周疲劳设计要求。
5.一种高压涡轮工作叶片，其特征在于，所述高压涡轮工作叶片为气冷空心结构，且所述高压涡轮工作叶片的伸根内腔隔板与盆背侧具有转接倒角，所述高压涡轮工作叶片按照如权利要求1至4中任一所述的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法进行设计得到。
CN202210804378.1A 2022-07-08 2022-07-08 一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法 Active CN115235745B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210804378.1A CN115235745B (zh) 2022-07-08 2022-07-08 一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210804378.1A CN115235745B (zh) 2022-07-08 2022-07-08 一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115235745A CN115235745A (zh) 2022-10-25
CN115235745B true CN115235745B (zh) 2023-06-02

Family

ID=83672359

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210804378.1A Active CN115235745B (zh) 2022-07-08 2022-07-08 一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115235745B (zh)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN209621531U (zh) * 2019-03-22 2019-11-12 中车株洲电力机车研究所有限公司 一种风力发电机主轴及主轴结构
CN112177682A (zh) * 2020-09-29 2021-01-05 大连理工大学 一种采用波浪式隔肋的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构
CN112197922A (zh) * 2020-08-25 2021-01-08 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101956606A (zh) * 2010-09-05 2011-01-26 张显荣 辐流式涡轮发动机
CN102539135B (zh) * 2011-12-31 2014-06-04 北京航空航天大学 一种空心气冷涡轮叶片热机械疲劳试验系统
CN107630725B (zh) * 2017-11-01 2019-05-31 中国航发湖南动力机械研究所 适于试验车台的进气蜗壳
CN107966183B (zh) * 2017-12-01 2019-11-12 中国航发南方工业有限公司 一种涡轮叶片机加孔空气流量测量方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN209621531U (zh) * 2019-03-22 2019-11-12 中车株洲电力机车研究所有限公司 一种风力发电机主轴及主轴结构
CN112197922A (zh) * 2020-08-25 2021-01-08 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法
CN112177682A (zh) * 2020-09-29 2021-01-05 大连理工大学 一种采用波浪式隔肋的涡轮叶片尾缘劈缝冷却结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN115235745A (zh) 2022-10-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109583147B (zh) 一种离心叶轮预旋转盘心梯度模拟件设计方法
CN112100765B (zh) 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
Poursaeidi et al. Failure analysis of an axial compressor first row rotating blades
CN109697312B (zh) 一种考虑bvid冲击损伤影响的复合材料开口分析方法
CN105628511A (zh) 一种高温合金蠕变寿命预测方法
CN106777783B (zh) 一种航空发动机叶片裂纹预测方法
CN115270567B (zh) 一种带凸肩的风扇转子叶片振动特性分析方法
CN115235745B (zh) 一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法
Clark et al. Using CFD to reduce resonant stresses on a single-stage, high-pressure turbine blade
Chen et al. Effect of segment endwall boundary layer suction on compressor 3D corner separation
CN112199796A (zh) 一种复合材料外涵机匣铺层设计方法
Pan et al. Parametric study on SCF distribution along the weld toe of internally ring-stiffened two-planar tubular KK joints under axial loading
CN111238804B (zh) 航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法
Ning et al. Blade forced response prediction for industrial gas turbines: Part 2—verification and application
CN113959691B (zh) 一种中介机匣气动性能试验件的设计方法
Moneta et al. Influence of manufacturing tolerances on vibration frequencies of turbine blade
Radgolchin et al. Investigating the effects of shroud and blade thickness profiles on aeromechanical behavior and fatigue-life of 17-4PH impellers
CN115356119A (zh) 一种多级低压涡轮转子低循环疲劳寿命试验方案设计方法
CN117057082A (zh) 维修极限尺寸设计方法、维修检查方法和存储介质
KR101162611B1 (ko) 축류압축기의 케이싱 그루브 최적설계방법
CN114139276A (zh) 一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法
Wang et al. Finite-Element Analysis of Crack Arrest Properties of Fiber Reinforced Composites Application in Semi-Elliptical Cracked Pipelines
CN114165477A (zh) 一种轴向超音通流风扇串列构型及串列构型优化方法
CN114706920A (zh) 一种基于多参数耦合的轮盘破裂转速预测方法
CN115680780B (zh) 涡轮叶片平面叶栅进口轴向速度控制方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant