CN115952628B - 一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，属于航空发动机涡轮盘技术领域，具体的通过在给定载荷谱下涡轮盘的过渡态应力分析，获得涡轮盘盘心的应力历程和温度历程，将应力历程统一温度后，对应力历程中的每一时刻点计算考虑符号的等效应力，接着开展雨流计数获得准确的峰值时刻和谷值时刻，对峰值时刻和谷值时刻下的单向应力对应相减，再按照von Mises准则获得等效应力范围。通过本申请的处理方案，提高分析盘心的疲劳寿命结果的准确性。
Description
技术领域
本申请涉及航空发动机涡轮盘的领域，尤其是涉及一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法。
背景技术
航空发动机涡轮盘在工作过程受到自身转速、温度和压力的载荷，同时航空发动机涡轮盘在工作过程中还受到叶片离心作用的载荷，因此，涡轮盘盘心出现较为明显的周向和轴向应力的二向应力状态。盘心作为涡轮盘的关键位置，其寿命评估取决于应力状态的选取。
涡轮盘在工作至大状态时，轮缘温度高、盘心温度相对轮缘较低，同时叠加离心力的作用，盘心出现较大的周向和轴向应力；涡轮盘在停车过程中，转速迅速下降，盘心由于其结构较为厚重，温度下降得比轮缘慢，造成盘心出现周向压应力，同时存在一定的轴向应力。von Mises等效应力,可以综合考虑盘心的周向和轴向应力，但无法体现压应力，这对于选择每一组循环中的峰值时刻和谷值时刻有所影响，进而影响到涡轮盘盘心寿命的分析。其中，von Mises等效应力为von Mises准则，是冯·米塞斯于1913年提出的一个屈服准则，冯·米塞斯屈服准则。von Mises准则是一个综合的概念，其考虑了第一、第二、第三主应力，可以用来对疲劳，破坏等的评价。
发明内容
有鉴于此，本申请提供一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，解决了现有技术中的问题，提高分析盘心的疲劳寿命结果的准确性。
本申请提供的一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法采用如下的技术方案：
一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，包括：
S1，获得涡轮盘的载荷谱，在给定载荷谱下分析涡轮盘的过渡态应力；
S2，在分析结果中提取涡轮盘盘心的应力历程和温度历程；
S3，对应力历程中每个时刻点分别计算符号等效应力，计算符号等效应力的过程为：计算von Mises等效应力，根据应力历程中三个主应力的加和值确定von Mises等效应力的计算值的正负号；
S4，由符号等效应力历程，获得每一组循环的峰值时刻和谷值时刻；
S5，对循环的峰值时刻和谷值时刻的应力分别进行单向应力相减，再按照vonMises准则获得等效应力范围。
可选的，S1中使用有限元方法分析涡轮盘的过渡态应力。
可选的，S2还包括根据温度对应的拉伸强度，将各应力历程换算至最高温度下的应力。
可选的，S4中使用雨流计数法获得每一组循环的峰值时刻和谷值时刻。
可选的，S2中的应力历程包括第一主应力S1、第二主应力S2、第三主应力S3、vonMises等效应力SMises、轴向应力SY以及周向应力SZ的六个应力历程。
可选的，S3中符号等效应力S e=sgn(S 1+S 2+S 3)×S Mises，获得相应的符号等效应力历程S e-t，其中，sgn为阶跃函数，t为时间；
当S 1+S 2+S 3＞ 0，sgn(S 1+S 2+S 3)=1；
当S 1+S 2+S 3= 0 ，sgn(S 1+S 2+S 3)=0；
当S 1+S 2+S 3＜ 0，sgn(S 1+S 2+S 3)=-1。
可选的，
S Y ’=S YB-S YA，S Z ’=S ZB-S ZA，其中，S YB、S YA、S ZB和S ZA分别为一组循环中峰值时刻的轴向应力、谷值时刻的轴向应力、峰值时刻的周向应力和谷值时刻的周向应力。
综上所述，本申请包括以下有益技术效果：
考虑符号的等效应力可以获得准确的峰值时刻和谷值应力时刻；使用等效应力考虑二向应力状态，为寿命准确评估提供输入，进而实现盘心的疲劳寿命准确性评估，可以提高分析盘心的疲劳寿命结果的准确性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本申请涡轮盘载荷谱示意图；
图2为本申请涡轮盘盘心von Mises等效应力历程示意图；
图3为本申请涡轮盘盘心周向应力历程示意图；
图4为本申请涡轮盘盘心轴向应力历程示意图；
图5为本申请涡轮盘盘心温度历程示意图；
图6为本申请考虑符号修正后的等效应力历程示意图；
图7为本申请雨流计数后的应力循环示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。
本申请实施例提供一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法。
一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，包括：
S1，获得涡轮盘的载荷谱，在给定载荷谱下分析涡轮盘的过渡态应力；
S2，在分析结果中提取涡轮盘盘心的应力历程和温度历程；
S3，对应力历程中每个时刻点分别计算符号等效应力，计算符号等效应力的过程为：计算von Mises等效应力，根据应力历程中三个主应力的加和值确定von Mises等效应力的计算值的正负号；
S4，由符号等效应力历程，获得每一组循环的峰值时刻和谷值时刻；
S5，对循环的峰值时刻和谷值时刻的应力分别进行单向应力相减，再按照vonMises准则获得等效应力范围。
在一个实施例中，一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，包括：
S1，获得涡轮盘的载荷谱，如图1所示，在给定载荷谱下，使用有限元方法分析涡轮盘的过渡态应力。
S2，在有限元分析结果中提取涡轮盘盘心的应力历程和温度历程，如图2、图3、图4和图5所示，应力历程包括第一主应力S 1、第二主应力S 2、第三主应力S 3、von Mises等效应力SMises、轴向应力S Y以及周向应力S Z的六个应力-时间历程和一个温度-时间历程。根据温度对应的拉伸强度，将各应力历程换算至最高温度下的应力。
S3，如图6所示，对应力历程中每个时刻点分别计算符号等效应力S e=sgn(S 1+S 2+S 3)×S Mises，获得相应的符号等效应力历程S e-t，其中，sgn为阶跃函数，t为时间。
当S 1+S 2+S 3＞ 0，sgn(S 1+S 2+S 3)=1。
当S 1+S 2+S 3= 0 ，sgn(S 1+S 2+S 3)=0。
当S 1+S 2+S 3＜ 0，sgn(S 1+S 2+S 3)=-1。
S Y ’=S YB-S YA，S Z ’=S ZB-S ZA，其中，S YB、S YA、S ZB和S ZA分别为一组循环中峰值时刻的轴向应力、谷值时刻的轴向应力、峰值时刻的周向应力和谷值时刻的周向应力。
S4，由符号等效应力历程，使用雨流计数法，获得每一组循环的峰值时刻和谷值时刻；如图7所示的“A-B-A”循环，峰值时刻和谷值时刻分别为460s、1845s。
S5，对循环的峰值时刻和谷值时刻的应力分别进行单向应力相减，再按照vonMises准则获得等效应力范围。
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权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，其特征在于，包括：
S1，获得涡轮盘的载荷谱，在给定载荷谱下分析涡轮盘的过渡态应力；
S2，在分析结果中提取涡轮盘盘心的应力历程和温度历程，应力历程包括第一主应力S1、第二主应力S2、第三主应力S3、von Mises等效应力SMises、轴向应力SY以及周向应力SZ的六个应力历程；
S3，对应力历程中每个时刻点分别计算符号等效应力，计算符号等效应力的过程为：计算von Mises等效应力，根据应力历程中三个主应力的加和值确定von Mises等效应力的计算值的正负号，符号等效应力S e=sgn(S 1+S 2+S 3)×S Mises，获得相应的符号等效应力历程S e-t，其中，sgn为阶跃函数，t为时间；
当S 1+S 2+S 3 ＞ 0，sgn(S 1+S 2+S 3)= 1；
当S 1+S 2+S 3 = 0 ，sgn(S 1+S 2+S 3)= 0；
当S 1+S 2+S 3 ＜ 0，sgn(S 1+S 2+S 3)= -1；
S Y ’=S YB- S YA，S Z ’=S ZB- S ZA，其中，S YB、S YA、S ZB和S ZA分别为一组循环中峰值时刻的轴向应力、谷值时刻的轴向应力、峰值时刻的周向应力和谷值时刻的周向应力；
S4，由符号等效应力历程，获得每一组循环的峰值时刻和谷值时刻；
S5，对循环的峰值时刻和谷值时刻的应力分别进行单向应力相减，再按照von Mises准则获得等效应力范围。
2.根据权利要求1所述的一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，其特征在于，S1中使用有限元方法分析涡轮盘的过渡态应力。
3.根据权利要求1所述的一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，其特征在于，S2还包括根据温度对应的拉伸强度，将各应力历程换算至最高温度下的应力。
4.根据权利要求1所述的一种计算航空发动机涡轮盘盘心等效应力的方法，其特征在于，S4中使用雨流计数法获得每一组循环的峰值时刻和谷值时刻。
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| CN111624116A (zh) * | 2020-05-09 | 2020-09-04 | 清华大学 | 基于权平均最大剪切应力平面的疲劳寿命预测方法及装置 |
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