CN115292925A - 一种单晶高压涡轮工作叶片评定方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种单晶高压涡轮工作叶片评定方法，用于评定单晶材料是否能够用于制造高压涡轮工作叶片，该评定方法通过开展单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真分析、振动特性试验、振动疲劳试验以及高压涡轮的温度场分析及热冲击试验初步验证单晶材料的工作叶片是否满足要求，并通过整机试验修正上述分析或试验过程，全面考核单晶DD6材料的技术成熟度，评判其是否可以满足高压涡轮工作叶片的使用要求。

Description

一种单晶高压涡轮工作叶片评定方法

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种单晶高压涡轮工作叶片评定方法。

背景技术

涡轮叶片是航空发动机的最重要热端部件，尤其是高压涡轮工作叶片，其工作环境极其恶劣，必须承受高温、高转速和高气动载荷等环境因素。一旦高压涡轮工作叶片发生破坏，将直接影响航空发动机的安全可靠使用，甚至导致严重的发动机故障。

为了提高高压涡轮工作叶片的抗高周疲劳能力和抗高温能力，现有技术中提出了一种单晶材料来制作发动机叶片，其中单晶DD6材料是最具代表性的材料之一。单晶叶片的显著特征是整个叶片为一个晶粒，因此不存在多晶材料的边界滑移、错位等现象，能够大幅提升发动机叶片的疲劳强度，且该单晶材料的抗高温能力也显著优于镍基合金材料。

然而，单晶DD6材料应用于航空发动机高压涡轮工作叶片的最大问题在于，高压涡轮工作叶片相比于其它叶片承受的温度高、转速快、载荷大，目前尚无合适的评价方法来评估高压涡轮工作叶片的能力，尤其是单晶材料在高温环境、高转速环境下是否会发生再融现象。

因此，迫切的需要设计一种可以综合评判单晶DD6材料是否可以用于高压涡轮工作叶片的方法。

发明内容

本申请的目的是提供了一种单晶高压涡轮工作叶片评定方法，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：一种单晶高压涡轮工作叶片评定方法，用于评定单晶材料是否能够用于制造高压涡轮工作叶片，所述评定方法包括：

步骤一、建立单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真模型并开展振动特性仿真分析，获得单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的最高频率范围和阶次，根据所述最高频率范围和阶次开展单晶高压涡轮工作叶片的振动特性试验，获得单晶高压涡轮工作叶片的振动应力分布、振型和模态阻尼，并计算得到单晶高压涡轮工作叶片的实测频率，通过所述实测频率与名义频率得到单晶高压涡轮工作叶片的频率分散度；

判断所述单晶高压涡轮工作叶片的频率分散度是否满足要求，若所述频率分散度满足要求，则将单晶高压涡轮工作叶片的振动应力分布作为输入传入至单晶高压涡轮工作叶片的振动疲劳试验中；若所述频率分散度不满足要求，则修正单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真模型，直至建立的振动特性仿真模型使得频率分散度满足要求；

步骤二、根据单晶高压涡轮工作叶片振动特性仿真模型的仿真结果和振动特性试验结果，确定单晶高压涡轮工作叶片的振动疲劳试验参数，并开展所述单晶高压涡轮工作叶片的振动疲劳试验，获得单晶高压涡轮工作叶片的疲劳极限；

对所有的单晶高压涡轮工作叶片进行检查，若所述单晶高压涡轮工作叶片无裂纹或无断裂，则判断在给定的疲劳试验载荷下，所述单晶高压涡轮工作叶片具备要求的疲劳强度；若所述单晶高压涡轮工作叶片有裂纹，则降低所述疲劳试验载荷并重新进行振动疲劳试验，直至所述单晶高压涡轮工作叶片能够达到要求的疲劳强度循环次数；

步骤三、开展高压涡轮部件的温度场分析获得基于理论分析的温度场，结合温度场实测结果对理论分析的温度场进行修正，形成基于实测结果修正的热冲击试验参数，所述热冲击试验参数包括热冲击循环周期及热冲击试验温度；

若单晶高压涡轮工作叶片在要求的热冲击循周期下通过热冲击试验，且并未产生裂纹，则判断所述单晶高压涡轮工作叶片具备满足热循环冲击要求的能力，否则不断降低热冲击循环周期数并修正温度场仿真分析模型，直至获得单晶高压涡轮工作叶片的真实热冲击循环周期数；

步骤四、开展航空发动机整机动应力测量试验和测温试验，根据整机动应力测量试验和测温试验的实测数据，不断修正包含所述单晶高压涡轮叶片的高压涡轮部件的振动特性试验参数、振动疲劳试验参数及热冲击试验参数；

步骤五、完成整机试验后，检查所述单晶高压涡轮工作叶片，若所述单晶高压涡轮工作叶片达到任务或设计要求，则判断单晶材料能够满足航空发动机的装机要求；若所述单晶高压涡轮工作叶片未达到任务或设计要求，则判断单晶材料不能满足航空发动机的装机要求。

进一步的，根据单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真分析结果能够绘制所述单晶高压涡轮工作叶片的坎贝尔图，通过所述坎贝尔图能够确定所述单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的叶片最高频率范围和阶次。

进一步的，所述单晶高压涡轮工作叶片的振动特性试验中所使用的频率范围和阶次为获得的所述单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的叶片最高频率范围和阶次。

进一步的，所述频率分散度S的计算方法为：

S＝(F_实测-F_理论)/F_理论

式中，F_实测为通过单晶高压涡轮工作叶片振动特性试验获得的实测频率，F_理论为通过理论分析获得的单晶高压涡轮工作叶片名义频率。

进一步的，判断所述单晶高压涡轮工作叶片能够达到要求的疲劳强度循环次数的标准为：

连续若干个所述单晶高压涡轮工作叶片在疲劳载荷下完成预定的疲劳强度循环数而未发生破坏或未存在裂纹。

进一步的，所述若干的数量不少于6个。

进一步的，步骤五中，检查所述单晶高压涡轮工作叶片的内容包括：叶片涂层、基体、金相及是否存在裂纹。

本申请提供的单晶高压涡轮工作叶片评定方法基于多流程耦合设计，该评定方法可以全面考核单晶DD6材料的技术成熟度，评判其是否可以满足高压涡轮工作叶片的使用要求，对其它新型材料在航空发动机中的应用具有指导意义。

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为本申请的单晶高压涡轮工作叶片评定方法流程图。

图2为本申请中的单晶高压涡轮工作叶片振动特性试验流程图。

图3为本申请中的单晶高压涡轮工作叶片疲劳振动试验流程图。

图4为本申请中的高压涡轮热冲击试验流程图。

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。

由于单晶DD6材料用于航空发动机高压涡轮工作叶片时间尚短，现有技术中暂无可以有效考核和评价该单晶材料高压涡轮工作叶片能力和成熟度的方法，仅依靠仿真分析无法考虑铸造表面完整性、隔热涂层等因素对高压涡轮叶片的影响，无法准确评价高压涡轮叶片是否可以满足工程使用要求。

为此，本申请中设计了一种多流程耦合的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，通过振动特性仿真分析、振动特性试验、振动疲劳试验、热冲击试验和整机试验，多方面、全方位的考核单晶高压涡轮工作叶片的耐温、抗高周和寿命，进而可以有效评估该单晶材料高压涡轮工作叶片的技术成熟度，为航空发动机定寿和延寿提供设计依据。

如图1所示，本申请提供的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，包括如下步骤：

S1、振动特性仿真分析、振动特性试验和振动疲劳试验；

建立单晶材料高压涡轮工作叶片的振动特性仿真，并开展单晶材料高压涡轮工作叶片的振动特性仿真分析，根据振动特性仿真分析结果制定振动特性试验和振动疲劳试验方案。

S2、振动特性试验

如图2所示，为了考核单晶DD6材料高压涡轮工作叶片的振动特性，首先开展该单晶材料高压涡轮工作叶片的振动特性仿真分析，通过激振因素分析并绘制单晶高压涡轮工作叶片的坎贝尔图，通过坎贝尔图确定单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的叶片最高频率和阶次，以此确定单晶高压涡轮工作叶片的振动特性试验的阶次和频率范围，即单晶高压涡轮工作叶片的振动特性试验的阶次和频率范围为单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的叶片最高频率范围和阶次。

随后开展单晶材料高压涡轮工作叶片的振动特性试验，获得单晶高压涡轮工作叶片的振动应力分布、振型和模态阻尼，并由此计算得到单晶高压涡轮工作叶片的实测频率，通过实测频率与名义频率得到频率分散度S：

频率分散度S＝(F_实测-F_理论)/F_理论

式中，F_实测为实测频率，F_理论为名义频率。

若单晶高压涡轮工作叶片的频率分散度满足要求，则将振动应力分布作为输入传入至振动疲劳试验；若单晶高压涡轮工作叶片的频率分散度不满足要求，则对单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真模型进行修正，修正内容为单晶高压涡轮工作叶片的结构参数，例如壁厚、轮廓度等，同时对振动特效试验中的夹持情况进行检查，然后重新开展试验，直至建立高精度的振动特性仿真分析模型，使得频率分散度满足要求。

S3、振动疲劳试验

如图3所示，为了考核单晶DD6材料高压涡轮工作叶片的疲劳强度水平，根据步骤S11中建立的高精度振动特性仿真模型的仿真结果和振动特性试验结果，确定振动疲劳试验参数，例如根据仿真结果中最大应力位置设置振动疲劳试验所需的应变片贴片位置等，随后开展振动疲劳试验，获得单晶高压涡轮工作叶片的疲劳极限，并绘制S-N曲线。

对所有的单晶高压涡轮工作叶片进行检查，若单晶高压涡轮工作叶片无裂纹或断裂，则判断在给定疲劳试验载荷下，该单晶高压涡轮工作叶片具备特定的疲劳强度；若有裂纹，则降低振动疲劳试验载荷来修正振动疲劳试验方案，并重新进行振动疲劳试验，直至单晶高压涡轮工作叶片可以达到要求的疲劳强度循环次数。

其中，达到要求的判断标准为：连续若干个单晶高压涡轮工作叶片未发生破坏或存在裂纹即为达到要求。在本申请一些实施例中，若干叶片的数量不少于6个。

S4、温度场分析及热冲击试验

如图4所示，为了考核单晶DD6材料高压涡轮工作叶片在热循环冲击下的能力，首先开展温度场分析，获得基于理论分析的温度场。结合实测的温度场结果对理论结果进行修正，形成基于实测结果修正的试验温度场方案，并根据试验要求制定热冲击循环周期及根据温度场分析结果确定试验温度。

若单晶高压涡轮工作叶片在要求的热冲击循环数下通过热冲击试验，且并未产生裂纹，则判断该单晶高压涡轮工作叶片具备满足热循环冲击要求的能力，否则不断降低循环数并修正温度场仿真分析模型的叶型数据(例如叶片扭转角)，直至获得单晶高压涡轮工作叶片的真实热冲击循环数。

S5、在完成部件试验的基础上，开展航空发动机整机动应力测量试验和测温试验，根据整机动应力测量试验和测温试验的实测数据，不断修正叶片部件的振动特性试验参数、振动疲劳试验参数及热冲击试验参数等，即上述步骤S11、步骤S12及步骤S2中的修正过程。

S6、综合评定，若满足要求则结束，否则返回重新制定各项评定方案。

整机试验完成后，对高压涡轮工作叶片的涂层、基体、金相、是否存在裂纹等进行检查，综合评定高压涡轮工作叶片的工作能力，若均达到任务或设计要求，则认为单晶DD6材料可以满足发动机的装机要求；若存在不合格项，则开展针对性的叶片部件试验验证，确定该单晶材料的现有能力和技术成熟度，本处不在赘述。

本申请提供的单晶高压涡轮工作叶片评定方法基于多流程耦合设计，该评定方法可以全面考核单晶DD6材料的技术成熟度，评判其是否可以满足高压涡轮工作叶片的使用要求，对其它新型材料在航空发动机中的应用具有指导意义。

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 (7)

1.一种单晶高压涡轮工作叶片评定方法，用于评定单晶材料是否能够用于制造高压涡轮工作叶片，其特征在于，所述评定方法包括：

步骤一、建立单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真模型并开展振动特性仿真分析，获得单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的最高频率范围和阶次，根据所述最高频率范围和阶次开展单晶高压涡轮工作叶片的振动特性试验，获得单晶高压涡轮工作叶片的振动应力分布、振型和模态阻尼，并计算得到单晶高压涡轮工作叶片的实测频率，通过所述实测频率与名义频率得到单晶高压涡轮工作叶片的频率分散度；

判断所述单晶高压涡轮工作叶片的频率分散度是否满足要求，若所述频率分散度满足要求，则将单晶高压涡轮工作叶片的振动应力分布作为输入传入至单晶高压涡轮工作叶片的振动疲劳试验中；若所述频率分散度不满足要求，则修正单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真模型，直至建立的振动特性仿真模型使得频率分散度满足要求；

步骤二、根据单晶高压涡轮工作叶片振动特性仿真模型的仿真结果和振动特性试验结果，确定单晶高压涡轮工作叶片的振动疲劳试验参数，并开展所述单晶高压涡轮工作叶片的振动疲劳试验，获得单晶高压涡轮工作叶片的疲劳极限；

对所有的单晶高压涡轮工作叶片进行检查，若所述单晶高压涡轮工作叶片无裂纹或无断裂，则判断在给定的疲劳试验载荷下，所述单晶高压涡轮工作叶片具备要求的疲劳强度；若所述单晶高压涡轮工作叶片有裂纹，则降低所述疲劳试验载荷并重新进行振动疲劳试验，直至所述单晶高压涡轮工作叶片能够达到要求的疲劳强度循环次数；

步骤三、开展高压涡轮部件的温度场分析获得基于理论分析的温度场，结合温度场实测结果对理论分析的温度场进行修正，形成基于实测结果修正的热冲击试验参数，所述热冲击试验参数包括热冲击循环周期及热冲击试验温度；

若单晶高压涡轮工作叶片在要求的热冲击循周期下通过热冲击试验，且并未产生裂纹，则判断所述单晶高压涡轮工作叶片具备满足热循环冲击要求的能力，否则不断降低热冲击循环周期数并修正温度场仿真分析模型，直至获得单晶高压涡轮工作叶片的真实热冲击循环周期数；

步骤四、开展航空发动机整机动应力测量试验和测温试验，根据整机动应力测量试验和测温试验的实测数据，不断修正包含所述单晶高压涡轮叶片的高压涡轮部件的振动特性试验参数、振动疲劳试验参数及热冲击试验参数；

步骤五、完成整机试验后，检查所述单晶高压涡轮工作叶片，若所述单晶高压涡轮工作叶片达到任务或设计要求，则判断单晶材料能够满足航空发动机的装机要求；若所述单晶高压涡轮工作叶片未达到任务或设计要求，则判断单晶材料不能满足航空发动机的装机要求。

2.如权利要求1所述的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，其特征在于，根据单晶高压涡轮工作叶片的振动特性仿真分析结果能够绘制所述单晶高压涡轮工作叶片的坎贝尔图，通过所述坎贝尔图能够确定所述单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的叶片最高频率范围和阶次。

3.如权利要求2所述的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，其特征在于，所述单晶高压涡轮工作叶片的振动特性试验中所使用的频率范围和阶次为获得的所述单晶高压涡轮工作叶片在工作转速范围内的叶片最高频率范围和阶次。

4.如权利要求1所述的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，其特征在于，所述频率分散度S的计算方法为：

S＝(F_实测-F_理论)/F_理论

式中，F_实测为通过单晶高压涡轮工作叶片振动特性试验获得的实测频率，F_理论为通过理论分析获得的单晶高压涡轮工作叶片名义频率。

5.如权利要求1所述的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，其特征在于，判断所述单晶高压涡轮工作叶片能够达到要求的疲劳强度循环次数的标准为：

连续若干个所述单晶高压涡轮工作叶片在疲劳载荷下完成预定的疲劳强度循环数而未发生破坏或未存在裂纹。

6.如权利要求5所述的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，其特征在于，所述若干的数量不少于6个。

7.如权利要求4所述的单晶高压涡轮工作叶片评定方法，其特征在于，步骤五中，检查所述单晶高压涡轮工作叶片的内容包括：叶片涂层、基体、金相及是否存在裂纹。

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