CN115758603A - 航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法 - Google Patents
航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115758603A CN115758603A CN202211425295.8A CN202211425295A CN115758603A CN 115758603 A CN115758603 A CN 115758603A CN 202211425295 A CN202211425295 A CN 202211425295A CN 115758603 A CN115758603 A CN 115758603A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- turbine blade
- stress
- creep
- life
- working condition
- 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.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
一种航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，包括：不考虑蠕变，对涡轮叶片进行应力分析，得到涡轮叶片在蠕变/应力断裂寿命计算点的应力和温度分布，确定寿命考核部位；计算涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的应力断裂寿命，根据涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命中各工况的时间分配要求，计算涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的初步寿命和损伤；以涡轮叶片寿命考核部位在各工况下损伤最大的状态，作为等效状态，将涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的损伤等效到等效状态，得到总等效时间；进行等效状态下涡轮叶片的蠕变分析，计算涡轮叶片在总等效时间下的应力分布及其寿命考核部位蠕变松弛后的应力，计算涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命预测技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法。
背景技术
航空发动机涡轮叶片长时间工作在高温燃气环境中，其蠕变/应力断裂寿命，是确定和限制航空发动机涡轮叶片使用寿命的重要指标。
当前，在对航空发动机涡轮叶片结构强度寿命设计过程中，蠕变/应力断裂寿命设计要求涉及到的工况多且复杂，为了得到考核部位的应力水平，对每个工况都考虑蠕变、弹塑性分析，计算量大，难以适配航空发动机涡轮叶片快速设计迭代的要求。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，包括：
不考虑蠕变，采用线弹性有限元分析方法对涡轮叶片进行应力分析，得到涡轮叶片在蠕变断裂寿命计算点的应力和分布，确定涡轮叶片的寿命考核部位；
通过热强参数综合曲线方程或持久-应力寿命曲线，得到涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的应力断裂寿命；
根据涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的应力断裂寿命，及其蠕变断裂寿命中各工况的时间分配要求，计算涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的损伤；
不考虑蠕变应力松弛，以涡轮叶片寿命考核部位在各工况下损伤最大的状态，作为等效状态；
根据等损伤原则，将涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的损伤等效到等效状态，得到总等效时间；
在等效状态下，对涡轮叶片进行蠕变分析，得到涡轮叶片在总等效时间下的应力分布及其寿命考核部位蠕变松弛后的应力；
基于热强参数综合曲线方程或持久-应力寿命曲线，得到涡轮叶片应力断裂寿命。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法中，涡轮叶片的寿命考核部位，结合相近结构涡轮叶片航空发动机的试车及其外场使用经验确定。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法中，还包括：
以涡轮叶片蠕变应力断裂寿命及其等效状态总等效时间，基于线性累积损伤原理，进行涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命设计要求中的总损伤分析。
本申请至少具有以下有益技术效果：
提供一种航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，从工程实际考虑提供一种多工况蠕变/应力断裂寿命计算方法，提供高精度的多工况蠕变/持久等效损伤计算方法，实现对复杂工况下涡轮叶片持久寿命的评估，是一种替代多工况当量应力简化方法和当量持久强度储备计算方法，具有较高的计算效率，可适配航空发动机涡轮叶片快速设计迭代的要求。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法的示意图。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1对本申请提供的航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法做进一步详细说明，具体如下：
S1：输入开展航空发动机涡轮叶片应力和寿命计算的必要条件，包括根据发动机用法和使用寿命设计要求确定的蠕变/应力断裂寿命设计要求(蠕变/应力断裂寿命计算点和持续时间)、涡轮叶片结构模型、涡轮叶片材料的性能数据、涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命计算点对应的载荷数据；
S2：在不考虑蠕变的情况下，采用线弹性有限元分析方法对涡轮叶片进行应力分析，计算得到涡轮叶片在蠕变/应力断裂寿命计算点的应力和温度分布；
S3：根据S2应力分析结果，结合相近结构涡轮叶片的发动机试车及外场使用经验，确定涡轮叶片的寿命考核部位；
S4：对涡轮叶片寿命考核部位，根据S2应力分析得到的局部点应力及其温度，通过热强参数综合曲线方程或持久-应力寿命曲线，得到各工况对应的应力断裂寿命，为后续等效状态选取等效时间确定提供依据；
S5：根据步骤S4得到的断裂寿命及蠕变/应力断裂寿命设计要求中各工况时间分配要求，计算得到涡轮叶片寿命考核部位在各工况下对应的损伤；
S6：在不考虑蠕变应力松驰的情况下，依据S5的损伤计算结果，选取损伤最大的状态作为等效状态，确定为后续蠕变/应力断裂寿命计算分析的等效状态；
S7：根据等损伤原则，将各个工况对应的损伤等效到等效状态，以获得等效状态的总等效时间；
S8：在S2应力分析的基础上，开展等效状态下涡轮叶片的蠕变分析，获得涡轮叶片在总等效时间下的应力分布，以及寿命考核部位蠕变松弛后的应力计算结果和温度；
S9：采用S8得到的涡轮叶片寿命考核部位的等效应力和温度，基于热强参数综合曲线方程或持久-应力寿命曲线，进行涡轮叶片应力断裂寿命计算；
S10：根据S9等效状态下的应力断裂寿命计算结果、S6得到的等效状态总等效时间，基于线性累积损伤原理，进行最终蠕变/应力断裂寿命设计要求中的总损伤分析。
上述实施例公开的航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，从工程实际考虑提供一种多工况蠕变/应力断裂寿命计算方法，提供高精度的多工况蠕变/持久等效损伤计算方法，实现对复杂工况下涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命的评估，是一种替代多工况当量应力简化方法和当量持久强度储备计算方法，具有较高的计算效率，可适配航空发动机涡轮叶片快速设计迭代的要求。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。
Claims (3)
1.一种航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，其特征在于，包括：
不考虑蠕变，采用线弹性有限元分析方法对涡轮叶片进行应力分析，得到涡轮叶片在蠕变/应力断裂寿命计算点的应力和温度分布，确定涡轮叶片的寿命考核部位；
通过热强参数综合曲线方程或持久-应力寿命曲线，得到涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的应力断裂寿命；
根据涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的应力断裂寿命，及其蠕变/应力断裂寿命中各工况的时间分配要求，计算涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的损伤；
不考虑蠕变应力松弛，以涡轮叶片寿命考核部位在各工况下损伤最大的状态，作为等效状态；
根据等损伤原则，将涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的损伤等效到等效状态，得到总等效时间；
在等效状态下，对涡轮叶片进行蠕变分析，得到涡轮叶片在总等效时间下的应力分布及其寿命考核部位蠕变松弛后的应力；
基于热强参数综合曲线方程或持久-应力寿命曲线，得到涡轮叶片应力断裂寿命。
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，其特征在于，
涡轮叶片的寿命考核部位，结合相近结构涡轮叶片航空发动机的试车及其外场使用经验确定。
3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，其特征在于，
还包括：
以涡轮叶片应力断裂寿命及其等效状态总等效时间，基于线性累积损伤原理，进行涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命设计要求中的总损伤分析。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211425295.8A CN115758603A (zh) | 2022-11-14 | 2022-11-14 | 航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211425295.8A CN115758603A (zh) | 2022-11-14 | 2022-11-14 | 航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115758603A true CN115758603A (zh) | 2023-03-07 |
Family
ID=85370927
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202211425295.8A Pending CN115758603A (zh) | 2022-11-14 | 2022-11-14 | 航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115758603A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116401767A (zh) * | 2023-04-18 | 2023-07-07 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种叶身超飞脱叶片的设计方法 |
| CN116401767B (zh) * | 2023-04-18 | 2024-06-04 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种叶身超飞脱叶片的设计方法 |
-
2022
- 2022-11-14 CN CN202211425295.8A patent/CN115758603A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116401767A (zh) * | 2023-04-18 | 2023-07-07 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种叶身超飞脱叶片的设计方法 |
| CN116401767B (zh) * | 2023-04-18 | 2024-06-04 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种叶身超飞脱叶片的设计方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2365301C (en) | Life management system for high-temperature parts of gas turbine | |
| CN107145641B (zh) | 叶片振动疲劳概率寿命预测方法 | |
| WO2017163562A1 (ja) | 余寿命評価装置及び方法、風力発電システム | |
| CN110175394A (zh) | 一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法 | |
| CN106644783A (zh) | 一种基于涡轮盘低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法 | |
| CN108804794B (zh) | 一种基于分区的涡轮盘疲劳寿命及失效风险评估方法 | |
| CN106557630A (zh) | 一种材料在多轴应力状态下的蠕变‑损伤寿命预测方法 | |
| JP2015522747A (ja) | 機械部品の寿命消費を決定する方法及びシステム | |
| Hou et al. | Prediction of fatigue crack propagation lives of turbine discs with forging-induced initial cracks | |
| CN113806868B (zh) | 一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法 | |
| CN109828033B (zh) | 基于振动响应相似度分析的损伤识别方法和系统 | |
| KR102154163B1 (ko) | 기계 구성요소들에 대한 검사들의 스케줄링 및 수명 종료의 예측 | |
| CN106815396B (zh) | 车用径流式增压器涡轮叶片叶根疲劳蠕变寿命预测方法 | |
| CN107122531A (zh) | 一种基于加速寿命试验的高速叶轮寿命评估方法 | |
| JPH02108980A (ja) | プラントの寿命管理装置 | |
| CN107563053A (zh) | 一种航空发动机轮盘疲劳寿命非局部概率设计方法 | |
| US20150105966A1 (en) | Condition based lifing of gas turbine engine components | |
| CN114840931A (zh) | 一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法 | |
| CN108228979B (zh) | 一种用于发电机结构的低周疲劳寿命分析方法 | |
| CN106777479B (zh) | 基于梁理论的涡轮叶片非线性蠕变分析方法 | |
| Han et al. | Multi-scale analysis and experimental research for turbine guide vanes made of 2D braided SiCf/SiC composites in high-cycle fatigue regime | |
| CN111465837A (zh) | 寿命评价装置及寿命评价方法 | |
| CN115758603A (zh) | 航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法 | |
| WO2019135747A1 (en) | Probabilistic life evaluation algorithm for gas turbine engine components | |
| KR101187832B1 (ko) | 증기 터빈의 수명예측방법 |
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 |