CN115935474B - 航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法，领域内技术人员可以理解的是，其考虑叶片薄弱部位存在较大应力集中的实际，修正叶片应力集中部位古德曼图的疲劳极限，并根据古德曼图横坐标物理意义，在叶片应力集中部位古德曼图的横坐标上以叶片的持久强度σt取代极限强度σb，以及根据单晶材料疲劳性能特点，在叶片应力集中部位古德曼图的等寿命线上设置寿命线拐点进行修正，使物理含义更加的清晰，可提高对航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估的可靠性。

Description

航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法

技术领域

本申请属于航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估技术领域，具体涉及一种航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法。

背景技术

航空发动机涡轮叶片高周疲劳评估主要采用古德曼图方法，现应用的古德曼图分析中，横坐标为极限强度，纵坐标为极限疲劳，并假定等寿命线为直线。

当前航空发动机涡轮叶片普遍采用单晶材料，在高负荷、高温度条件下工作，高周疲劳失效主要在大应力比，等寿命线不再遵循直线规律，且在高负荷、高温度条件下，持久蠕变是寿命考虑的核心问题，以极限强度作为横坐标不合理，此外，涡轮叶片为气冷结构，存在较大应力集中的薄弱部位，包括叶身上气膜孔部位、根部圆弧倒角部位，以极限疲劳为纵坐标缺少对应力集中的考虑，难以得到可靠的高周疲劳评估结果。

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单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法，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：

一种航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法，包括：

纵坐标修正步骤：

基于叶片应力集中部位的温度，开展光滑标准试验件高周疲劳试验，得到光滑标准试验件的疲劳强σ_-1a度；光滑标准试验件的应力集中系数kt＝1；

基于叶片应力集中部位的温度，开展缺口标准试验件高周疲劳试验，得到缺口标准试验件的疲劳强度σ_-1b；缺口标准试验件的应力集中系数kt＝3；

基于光滑标准试验件的疲劳强度σ_-1a、缺口标准试验件的疲劳强度σ_-1b，计算得到应力集中系数kt＝3下的有效应力集中系数

基于应力集中系数kt＝3下的有效应力集中系数kf，拟合得到有效应力集中系数kf与应力集中系数kt间的关系kf＝a×kt+b；

对叶片进行有限元分析，计算得到叶片应力集中部位的应力集中系数

以叶片应力集中部位的应力集中系数kt，利用有效应力集中系数kf与应力集中系数kt间的关系kf＝a×kt+b，计算得到叶片应力集中部位的有效应力集中系数kf；

开展叶片的疲劳试验，得到叶片的疲劳极限σ_-1t；

基于叶片的疲劳极限σ_-1t，及其应力集中部位的有效应力集中系数kf，计算叶片应力集中部位的疲劳极限对叶片应力集中部位古德曼图的纵坐标进行修正，取(0,σ_-1c)

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法中，还包括：

横坐标修正步骤：

对叶片进行有限元分析，得到叶片的持久强度σt，对叶片应力集中部位古德曼图的横坐标进行修正，取(σt,0)。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法中，还包括：

等寿命线修正步骤：

基于叶片应力集中部位的温度，开展缺口标准试验件高周疲劳试验，应力比R＝0.65～0.9，得到缺口标准试验件的寿命线拐点(σm1,σa1)；

基于叶片持久强度σt及其应力集中部位的疲劳极限σ_-1c，以及缺口标准试验件的极限强度σb及其寿命线拐点(σm1,σa1)，计算得到叶片应力集中部位的寿命线拐点(σm2,σa2)，对叶片应力集中部位古德曼图的等寿命线进行修正，其中，

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法中，叶片应力集中部位包括叶身上气膜孔部位、根部圆弧倒角部位。

附图说明

图1是本申请实施例提供的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正后的示意图。

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对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法，包括：

纵坐标修正步骤：

基于叶片应力集中部位的温度，开展光滑标准试验件高周疲劳试验，得到光滑标准试验件的疲劳强度σ_-1a，也可在相关材料手册中查得；光滑标准试验件的应力集中系数kt＝1；

基于叶片应力集中部位的温度，开展缺口标准试验件高周疲劳试验，得到缺口标准试验件的疲劳强度σ_-1b，也可在相关材料手册中查得；缺口标准试验件的应力集中系数kt＝3；

基于光滑标准试验件的疲劳强度σ_-1a、缺口标准试验件的疲劳强度σ_-1b，计算得到应力集中系数kt＝3下的有效应力集中系数

基于应力集中系数kt＝3下的有效应力集中系数kf，拟合得到有效应力集中系数kf与应力集中系数kt间的关系kf＝a×kt+b；

对叶片进行有限元分析，计算得到叶片应力集中部位的应力集中系数

以叶片应力集中部位的应力集中系数kt，利用有效应力集中系数kf与应力集中系数kt间的关系kf＝a×kt+b，计算得到叶片应力集中部位的有效应力集中系数kf；

开展叶片的疲劳试验，得到叶片的疲劳极限σ_-1t；

基于叶片的疲劳极限σ_-1t，及其应力集中部位的有效应力集中系数kf，计算叶片应力集中部位的疲劳极限对叶片应力集中部位古德曼图的纵坐标进行修正，取(0,σ_-1c)。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法中，还包括：

横坐标修正步骤：

对叶片进行有限元分析，得到叶片的持久强度σt，取代极限强度σb，对叶片应力集中部位古德曼图的横坐标进行修正，取(σt,0)；

光滑标准试验件、缺口标准试验件的横坐标保持为极限强度σb，取(σb,0)，具体数值可由疲劳试验得到，也可在相关材料手册中查得。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法中，还包括：

等寿命线修正步骤：

基于叶片应力集中部位的温度，开展光滑标准试验件高周疲劳试验，应力比R＝0.65～0.9，得到光滑标准试验件的寿命线拐点(σm,σa)；

基于叶片应力集中部位的温度，开展缺口标准试验件高周疲劳试验，应力比R＝0.65～0.9，得到缺口标准试验件的寿命线拐点(σm1,σa1)；

基于叶片持久强度σt及其应力集中部位的疲劳极限σ_-1c，以及缺口标准试验件的极限强度σb及其寿命线拐点(σm1,σa1)，计算得到叶片应力集中部位的寿命线拐点(σm2,σa2)，对叶片应力集中部位古德曼图的等寿命线进行修正，其中，

即是利用(0，σ_-1c)、(σt，0)和(σm1,σa1)、(σb,0)换算得到(σm2,σa2)。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法中，叶片应力集中部位包括叶身上气膜孔部位、根部圆弧倒角部位，修正后的古德曼图，如图1所示。

对于上述实施例公开的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法，领域内技术人员可以理解的是，其考虑叶片薄弱部位存在较大应力集中的实际，修正叶片应力集中部位古德曼图的疲劳极限，并根据古德曼图横坐标物理意义，在叶片应力集中部位古德曼图的横坐标上以叶片的持久强度σt取代极限强度σ6b，以及根据单晶材料疲劳性能特点，在叶片应力集中部位古德曼图的等寿命线上设置寿命线拐点进行修正，使物理含义更加的清晰，可提高对航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估的可靠性。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

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 (2)

1.一种航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法，其特征在于，包括：

纵坐标修正步骤：

基于叶片应力集中部位的温度，开展光滑标准试验件高周疲劳试验，得到光滑标准试验件的疲劳强度σ_-1a；光滑标准试验件的应力集中系数kt＝1；

基于叶片应力集中部位的温度，开展缺口标准试验件高周疲劳试验，得到缺口标准试验件的疲劳强度σ_-1b；缺口标准试验件的应力集中系数kt＝3；

基于光滑标准试验件的疲劳强度σ_-1a、缺口标准试验件的疲劳强度σ_-1b，计算得到应力集中系数kt＝3下的有效应力集中系数

基于应力集中系数kt＝3下的有效应力集中系数kf，拟合得到有效应力集中系数kf与应力集中系数kt间的关系kf＝a×kt+b；

对叶片进行有限元分析，计算得到叶片应力集中部位的应力集中系数

以叶片应力集中部位的应力集中系数kt，利用有效应力集中系数kf与应力集中系数kt间的关系kf＝a×kt+b，计算得到叶片应力集中部位的有效应力集中系数kf；

开展叶片的疲劳试验，得到叶片的疲劳极限σ_-1t；

基于叶片的疲劳极限σ_-1t，及其应力集中部位的有效应力集中系数kf，计算叶片应力集中部位的疲劳极限对叶片应力集中部位古德曼图的纵坐标进行修正，取(0,σ_-1c)；

横坐标修正步骤：

对叶片进行有限元分析，得到叶片的持久强度σt，对叶片应力集中部位古德曼图的横坐标进行修正，取(σt,0)；

等寿命线修正步骤：

基于叶片应力集中部位的温度，开展缺口标准试验件高周疲劳试验，应力比R＝0.65～0.9，得到缺口标准试验件的寿命线拐点(σm1,σa1)；

基于叶片持久强度σt及其应力集中部位的疲劳极限σ_-1c，以及缺口标准试验件的极限强度σb及其寿命线拐点(σm1,σa1)，计算得到叶片应力集中部位的寿命线拐点(σm2,σa2)，对叶片应力集中部位古德曼图的等寿命线进行修正，其中，

2.根据权利要求1所述的航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法，其特征在于，

叶片应力集中部位包括叶身上气膜孔部位、根部圆弧倒角部位。