CN116384013A - 一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法 - Google Patents

一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，通过建立涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型，对持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型求倒数，得到涡轮叶片寿命最低点位置单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型；持久损伤分析过程中，利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤，耗时短，计算效率高；而且应力和温度随总体参数变化的数学模型往往用在变形和低周寿命检测中，本发明首次使用在持久损伤累计分析中，尤其实现了长时爬升这一类过渡态过程中的持久损伤快速计算。

Description

一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法。
背景技术
航空发动机在工作过程中，其热端部件在高温、高应力的状态下会发生蠕变变形并产生相应的蠕变持久损伤，热端部件的蠕变持久损伤是发动机寿命设计和试验寿命监测的重要内容。
目前发动机热端部件的蠕变持久损伤主要分为两类，一类为稳定工况下产生的持久损伤，另一类为过渡态下产生的持久损伤。
稳定工况下产生的持久损伤获取方法较为简单，首先计算各稳定工况下危险位置的温度及应力水平，然后结合材料手册中提供的材料的持久应力寿命曲线，计算危险位置在相应温度及应力状态下的持久断裂寿命。最后根据发动机在各稳定工况下的工作时间分配，获取所有稳定工况下的累计持久损伤。
过渡态工况下产生的持久损伤获取方法难度较大，针对长时爬升或下降这类过渡态，起始时刻即使油门杆角度不变，发动机进口温度和压力变化很大，从而导致危险位置温度和应力发生较大持续变化，采用稳定工况下持久损伤计算方法难以实现。对于部分结构较为简单的热端部件，如涡轮盘等，可简化成二维模型，开展过渡态下的数值仿真，获取过渡态整个历程的时间和应力变化，然后将时间进行离散，计算各离散时间步产生的持久损伤，从而获取过渡态工况下的持久损伤，但该方法时间和计算成本高。对于结构较复杂的零部件，例如持久问题最突出的涡轮叶片，该方法无法实现。
尤其是针对民用航空发动机，单次任务剖面内爬升和下滑时间长，全寿命周期内过渡态工作时间长达数百小时，产生的持久损伤不能忽略，更加需要一种能够考虑过渡态期间寿命最低点温度、应力变化趋势的持久损伤分析方法，能够准确考虑过渡态期间产生的持久损伤，从而提升发动机设计水平和产品质量。
发明内容
本发明的目的在于提供一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤，耗时短，计算效率高；而且应力和温度随总体参数变化的数学模型往往用在变形和低周寿命检测中，本发明首次使用在持久损伤累计分析中，尤其实现了长时爬升这一类过渡态过程中的持久损伤快速计算。
为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：
一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，包括：
获取涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下涡轮叶片不同位置的持久寿命，并获得过渡态起止时刻内各稳态工况中涡轮叶片的持久寿命最低点位置；
根据所述涡轮叶片寿命最低点位置的应力和温度数据，建立过渡态下寿命最低点位置应力随总体参数变化的数学模型，以及过渡态下寿命最低点位置温度随总体参数变化的数学模型；所述总体参数包括涡轮转速、发动机出口温度；
根据所述应力随总体参数变化的数学模型、所述温度随总体参数变化的数学模型以及涡轮叶片材料的持久应力寿命曲线，建立涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随总体参数变化的数学模型；
分别建立过渡态期间涡轮转速、发动机出口温度随过渡态内时间变化的数学模型，并代入所述持久寿命随总体参数变化的数学模型中，得到涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型；
对持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型求倒数，得到涡轮叶片寿命最低点位置单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型；
利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤。
进一步地，获取涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下涡轮叶片不同位置的持久寿命，包括：根据涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下的温度分布、应力分布，以及涡轮叶片材料的持久力学性能数据，计算涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下涡轮叶片不同位置的持久寿命。
进一步地，所述过渡态包括航空发动机从起飞到开始巡航之间的爬升状态，或航空发动机从巡航结束到降落之间的下降状态。
进一步地，根据航空发动机在过渡态起止时刻内不同工况下的总体参数，以及对应工况下的涡轮叶片温度、气动载荷，分析获得涡轮叶片的温度分布和应力分布。
进一步地，根据所述涡轮叶片寿命最低点位置的应力和温度数据，通过多项式拟合建立过渡态下寿命最低点位置应力随总体参数变化的数学模型，以及过渡态下寿命最低点位置温度随总体参数变化的数学模型。
与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：本发明通过建立涡轮叶片寿命最低点位置单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型，在持久损伤分析过程中，利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤，耗时短，计算效率高；而且应力和温度随总体参数变化的数学模型往往用在变形和低周寿命检测中，本发明首次使用在持久损伤累计分析中，尤其实现了长时爬升这一类过渡态过程中的持久损伤快速计算。
附图说明
图1为实施例2中民用航空发动机单次任务剖面示意图；
图2为实施例2中涡叶片叶身转阶段根部温度随涡轮转速
Figure SMS_1
和发动机出口温度/>
Figure SMS_2
变化模型计算结果与仿真结果比对图；
图3为实施例2中涡叶片叶身转阶段根部应力随
Figure SMS_3
和/>
Figure SMS_4
变化模型计算结果与仿真结果比对图。
具体实施方式
下面结合实施例及附图对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，包括：
获取涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下涡轮叶片不同位置的持久寿命，并获得过渡态起止时刻内各稳态工况中涡轮叶片的持久寿命最低点位置；
根据所述涡轮叶片寿命最低点位置的应力和温度数据，建立过渡态下寿命最低点位置应力随总体参数变化的数学模型，以及过渡态下寿命最低点位置温度随总体参数变化的数学模型；所述总体参数包括涡轮转速、发动机出口温度；
根据所述应力随总体参数变化的数学模型、所述温度随总体参数变化的数学模型以及涡轮叶片材料的持久应力寿命曲线，建立涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随总体参数变化的数学模型；
分别建立过渡态期间涡轮转速、发动机出口温度随过渡态内时间变化的数学模型，并代入所述持久寿命随总体参数变化的数学模型中，得到涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型；
对持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型求倒数，得到涡轮叶片寿命最低点位置单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型；
利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤。
在本实施例中，可通过涡轮叶片在过渡态起止时刻内对其中几个状态进行仿真，随后利用仿真数据即可建立涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型，利用数值计算方法快速获取过渡态期间寿命最低点的持久损伤。本实施例中通过建立涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型，对持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型求倒数，得到涡轮叶片寿命最低点位置单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型；持久损伤分析过程中，利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤，耗时短，计算效率高；而且应力和温度随总体参数变化的数学模型往往用在变形和低周寿命检测中，本发明首次使用在持久损伤累计分析中，实现了长时爬升这一类过渡态过程中的持久损伤快速计算。
对与结构简单的热端部件持久损伤分析时，传统的有限元仿真方法首先对整个过渡态开展数值仿真，然后计算持久损伤并将各时间子步的损伤叠加，得到过渡态期间总的持久损伤，这种仿真方法耗时一周以上。本发明的持久损伤分析方法仅需对其中几个状态进行仿真，随后采用数学模型即可快速获取过渡态期间持久损伤，耗时半天以内，计算效率可提升90%，两者计算结果基本相当。对于结构复杂的热端部件，传统的有限元仿真方法难以完成三维结构的过渡态仿真分析，难以获取过渡态期间的持久损伤，本发明的持久损伤分析方法仍能快速获取三维结构的持久损伤。
实施例2
本实施例以某民用航空发动机的涡轮叶片过渡态持久损伤分析为例，对本发明的方法和效果进行详细说明，具体分析流程包括如下步骤：
步骤一、根据涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下的温度分布、应力分布，以及涡轮叶片材料的持久力学性能数据，计算涡轮叶片不同位置的持久寿命，并获得过渡态起止时刻内各稳态工况中涡轮叶片的持久寿命最低点位置。
过渡态包括航空发动机从起飞到开始巡航之间的爬升状态，或航空发动机从巡航结束到降落之间的下降状态。本实施例中，针对该民用航空发动机单次任务剖面，如图1所示，发动机从起飞后到巡航之间一直处于持续爬升状态，计算出爬升时刻1即起飞工况、爬升时刻2、爬升时刻3、爬升时刻4即巡航工况下高涡叶片的温度分布、应力分布，结合涡轮叶片材料的持久力学性能数据，计算涡轮叶片不同位置的持久寿命。计算结果中显示涡叶片叶身内腔隔板与壁面转阶段位置为持久损伤最大位置，确定内腔隔板与壁面转阶段位置为该涡叶片持久寿命最低点位置。
步骤二、根据所述涡轮叶片寿命最低点位置的应力和温度数据，建立过渡态下寿命最低点位置应力随总体参数变化的数学模型，以及过渡态下寿命最低点位置温度随总体参数变化的数学模型；所述总体参数包括涡轮转速、发动机出口温度。
为准确描述过渡态期间的寿命最低点温度、应力随总体参数变化规律，计算出整个过渡态期间不少于两个中间时刻，包含起飞和巡航工况不少于四个状态的总体参数和相关载荷。通过有限元软件仿真获取在不少于四组总体参数和相关载荷下的寿命最低位置的应力和温度结果。以总体参数中的各项参数为自变量，分别以涡轮叶片寿命最低点位置的应力、温度为因变量，进行曲线拟合，分别获得涡轮叶片寿命最低点应力随各个总体参数变化的数学模型，以及涡轮叶片寿命最低点温度随各个总体参数变化的数学模型。将对应模型计算结果与软件仿真结果进行比对，如图2为涡叶片内腔隔板与壁面转阶段位置温度随涡轮转速
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和发动机出口温度/>
Figure SMS_13
变化模型计算结果与仿真结果比对图，图3为涡叶片内腔隔板与壁面转阶段位置应力随/>
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变化模型计算结果与仿真结果比对图；由上述对比结果可知：对于爬升期间连续变化的多个时刻，用/>
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和高压涡轮转速/>
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对危险位置温度和应力描述精度较高。因此本实施例选取试车过程总体参数中的发动机出口温度/>
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和高压涡轮转速/>
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，通过多项式拟合建立过渡态下寿命最低点位置应力随总体参数变化的数学模型，以及过渡态下寿命最低点位置温度随总体参数变化的数学模型。其中不同过渡态工况下涡轮叶片寿命最低点温度曲线/>
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，涡轮叶片寿命最低点应力曲线
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，/>
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、/>
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分别为以发动机出口温度/>
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、高压涡轮转速/>
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为自变量的函数表达式。
步骤三、根据所述应力随总体参数变化的数学模型、所述温度随总体参数变化的数学模型以及涡轮叶片材料的持久应力寿命曲线，建立涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随总体参数变化的数学模型。
本实施例中，针对应用于该民用航空发动机涡轮叶片的某单晶材料，材料的持久应力寿命与温度和应力相关，通过查阅材料手册可知，该材料的持久应力寿命曲线方程为：
Figure SMS_19
将危险位置温度
Figure SMS_20
与应力随总体参数变化的数学模型
Figure SMS_21
带入式中，即可得到涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随总体参数变化的数学模型。
步骤四、分别建立过渡态期间涡轮转速、发动机出口温度随过渡态内时间变化的数学模型，并代入所述持久寿命随总体参数变化的数学模型中，得到涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型。
本实施例中，结合过渡态期间
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和/>
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随时间变化特点，建立发动机出口温度/>
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、高压涡轮转速/>
Figure SMS_25
随过渡态时刻的数学模型，并带入寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型，从而得到危险位置（寿命最低点）持久寿命随过渡态时刻的数学模型。
步骤五、对持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型求倒数，得到涡轮叶片寿命最低点位置单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型。
步骤六、利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，其特征在于，包括：
获取涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下涡轮叶片不同位置的持久寿命，并获得过渡态起止时刻内各稳态工况中涡轮叶片的持久寿命最低点位置；
根据所述涡轮叶片寿命最低点位置的应力和温度数据，建立过渡态下寿命最低点位置应力随总体参数变化的数学模型，以及过渡态下寿命最低点位置温度随总体参数变化的数学模型；所述总体参数包括涡轮转速、发动机出口温度；
根据所述应力随总体参数变化的数学模型、所述温度随总体参数变化的数学模型以及涡轮叶片材料的持久应力寿命曲线，建立涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随总体参数变化的数学模型；
分别建立过渡态期间涡轮转速、发动机出口温度随过渡态内时间变化的数学模型，并代入所述持久寿命随总体参数变化的数学模型中，得到涡轮叶片寿命最低点位置持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型；
对持久寿命随过渡态内时间变化的数学模型求倒数，得到涡轮叶片寿命最低点位置单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型；
利用单位时间内持久损伤随过渡态时间变化的数学模型进行时间积分，从而得到过渡态期间涡轮叶片寿命最低点位置持久损伤。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，其特征在于，获取涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下涡轮叶片不同位置的持久寿命，包括：根据涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下的温度分布、应力分布，以及涡轮叶片材料的持久力学性能数据，计算涡轮叶片在过渡态起止时刻内不同工况下涡轮叶片不同位置的持久寿命。
3.根据权利要求2所述的涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，其特征在于，所述过渡态包括航空发动机从起飞到开始巡航之间的爬升状态，或航空发动机从巡航结束到降落之间的下降状态。
4.根据权利要求2所述的涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，其特征在于，根据航空发动机在过渡态起止时刻内不同工况下的总体参数，以及对应工况下的涡轮叶片温度、气动载荷，分析获得涡轮叶片的温度分布和应力分布。
5.根据权利要求1所述的涡轮叶片过渡态持久损伤分析方法，其特征在于，根据所述涡轮叶片寿命最低点位置的应力和温度数据，通过多项式拟合建立过渡态下寿命最低点位置应力随总体参数变化的数学模型，以及过渡态下寿命最低点位置温度随总体参数变化的数学模型。
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