CN117725802B - 航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空发动机技术领域，公开了航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法及系统，通过对发动机设计状态下主轴进行三维有限元分析和疲劳评估后，确定主轴上试验考核危险截面，对试验考核危险截面进行各载荷敏感性分析，基于疲劳损伤储备相当和应力方向一致原则，将轴类零件强度疲劳试验器上无法加载的热应力、离心力转换为稳态弯矩载荷，从而获得考核截面的标准循环载荷，规避了试验器无法加载热应力、离心力等载荷导致试验循环载荷无法准确反映截面受载状态的问题，从而能够实现主轴所有危险截面疲劳试验的考核。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，公开了航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法及系统。
背景技术
航空发动机主轴是连接压气机和涡轮部件并传递功率的重要部件，除了要传递涡轮功率而承受扭矩外，在飞行中，还要承受气体流动产生的轴向力、转子高速转动产生的离心力、不稳定燃烧等产生的振动扭矩和机动陀螺运动产生的旋转弯矩等载荷，这些载荷随发动机使用一直存在，根据发动机设计要求，必须根据其载荷特点进行疲劳试验考核。
目前，涡扇发动机主轴要为细长轴段和后轴段一体成型加工。在工程上，需要根据发动机设计要求情况，对主轴进行三维有限元分析，并基于当量应力法评估截面疲劳储备。一般主轴危险截面会同时出现在细长轴段和后轴段，都必须进行疲劳试验考核。其中，细长轴段危险截面要承受轴向力、扭矩、振动扭矩和旋转弯矩作用，这些载荷可以作为疲劳试验标准循环载荷，可直接在成熟轴类零件强度疲劳试验器上加载；但后轴段危险截面除承受轴向力、扭矩、振动扭矩和旋转弯矩外，还承受试验器无法加载的热应力、离心力载荷，而热应力、离心力的载荷大小往往占低循环总载荷的30%以上，其产生的疲劳损伤影响不可忽略，试验中必须考虑。
现阶段，国内轴类零件强度疲劳试验器一般能够加载轴向力、扭矩、振动扭矩和旋转弯矩，但不能满足热应力、离心力的加载需求。因此一般需要根据后轴危险截面考核需求，对轴类零件强度疲劳试验器进行改造或重新建造，耗时长，成本高。且试验载荷种类多，加载要求复杂，加载精度和加载频率不高，在目前轴类零件考核节点短、考核数量多的情况下，无法满足需求。
发明内容
本发明的目的在于提供航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法及系统，将轴类零件强度疲劳试验器上无法加载的热应力、离心力转换为稳态弯矩载荷，从而获得考核截面的标准循环载荷，规避了试验器无法加载热应力、离心力等载荷导致试验循环载荷无法准确反映截面受载状态的问题，从而能够实现主轴所有危险截面疲劳试验的考核。
为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：
航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，包括：
步骤1、以主轴质心为坐标原点建立分析坐标系，其中发动机轴线逆航向为X轴正方向，垂直于发动机轴线且竖直向上为Z轴正方向，采用右手法则确定Y轴正方向；根据航空发动机主轴的结构尺寸，采用有限元分析软件构建三维主轴有限元模型；
步骤2、以航空发动机最大气动工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点的X方向低周应力、Y方向低周应力/>、Z方向低周应力/>、XY方向低周应力/>、ZX方向低周应力/>和YZ方向低周应力/>；所述最大气动工况对应的载荷包括轴向力/>、扭矩/>、热应力/>、离心力/>；
步骤3、以航空发动机最大陀螺力矩工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点在X方向高周应力、Y方向高周应力/>、Z方向高周应力/>、XY方向高周应力/>、ZX方向高周应力/>和YZ方向高周应力/>，所述最大陀螺力矩工况对应的载荷包括振动扭矩/>、旋转弯矩/>；
步骤4、采用N次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向应力的低周当量应力、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>；其中，N为低周循环次数；
步骤5、以X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>以及各方向对应的高周应力，采用107次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>；
步骤6、根据X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>分析获得发动机设计状态下每个危险截面的总当量稳态应力/>和复合疲劳储备/>，并确定复合疲劳储备/>为最大时的危险截面为试验考核危险截面；
步骤7、在发动机主轴载荷加载截面上调整主轴的稳态弯矩载荷值，使得考核危险截面处的复合疲劳储备/>与发动机载荷状态下的复合疲劳储备/>的偏差小于等于预设偏差值；
步骤8、根据发动机设计状态下考核危险截面温度下的拉伸强度和试验温度下的拉伸强度/>的比值作为温度修正系数，对初始载荷进行修正，并将修正后的轴向力、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>为航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱。
进一步地，步骤2中通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点低周等效应力，根据每个有限元节点低周等效应力/>，选择低周等效应力/>值大于等于0.85倍最大低周等效应力值的有限元节点对应的截面为第一危险截面集；步骤3中通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点高周等效应力/>，根据每个有限元节点高周等效应力/>，选择高周等效应力值大于等于0.85倍最大高周等效应力值的有限元节点对应的截面为第二危险截面集；步骤4～步骤6中计算总当量稳态应力和复合疲劳储备的危险截面集从第一危险截面集和第二危险截面集中选取。
进一步地，步骤4中，在N次古德曼曲线坐标系上确定低周损伤等效点（，/>），以过低周损伤等效点且平行于N次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点的横坐标值确定为对应方向的低周当量应力/>，/>表示对应方向的低周应力，/>为X、Y、Z、XY、XZ或YZ。
进一步地，步骤5中，在107次循环修正的古德曼曲线坐标系上确定复合损伤等效点（，/>），以过复合损伤等效点且平行于107次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点横坐标值确定为对应方向的复合当量应力/>。
进一步地，总当量稳态应力根据分析获得，复合疲劳储备根据/>分析获得，/>为主轴材料的拉伸强度。
为实现上述技术效果，本发明还提供了航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建系统，包括：
有限元模型构建模块，用于根据航空发动机主轴的结构尺寸，采用有限元分析软件构建三维主轴有限元模型；
低周应力分析模块，用于以航空发动机最大气动工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点的X方向低周应力、Y方向低周应力/>、Z方向低周应力/>、XY方向低周应力/>、ZX方向低周应力/>和YZ方向低周应力/>；所述最大气动工况对应的载荷包括轴向力/>、扭矩/>、热应力/>、离心力/>；其中发动机轴线逆航向为X轴正方向，垂直于发动机轴线且竖直向上为Z轴正方向，采用右手法则确定Y轴正方向；
高周应力分析模块，用于以航空发动机最大陀螺力矩工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点在X方向高周应力、Y方向高周应力、Z方向高周应力/>、XY方向高周应力/>、ZX方向高周应力/>和YZ方向高周应力/>，所述最大陀螺力矩工况对应的载荷包括振动扭矩/>、旋转弯矩/>；
低周当量应力分析模块，用于采用N次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>；其中，N为低周循环次数；
复合当量应力分析模块，用于以X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>以及各方向对应的高周应力，采用107次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向复合当量应力/>、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>；
考核危险截面确定模块，用于根据X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力和YZ方向复合当量应力/>分析获得发动机设计状态下每个危险截面的总当量稳态应力/>和复合疲劳储备/>，并确定复合疲劳储备/>为最大时的危险截面为试验考核危险截面；
调整模块，用于在发动机主轴载荷加载截面上调整主轴的稳态弯矩载荷值，使得考核危险截面处的复合疲劳储备/>与发动机载荷状态下的复合疲劳储备/>的偏差小于等于预设偏差值；
修正输出模块，用于根据发动机设计状态下考核危险截面温度下的拉伸强度和试验温度下的拉伸强度/>的比值作为温度修正系数，对初始载荷进行修正，并将修正后的轴向力/>、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>为航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱。
进一步地，所述低周当量应力分析模块通过在N次古德曼曲线坐标系上确定低周损伤等效点（，/>），以过低周损伤等效点且平行于N次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点的横坐标值确定为对应方向的低周当量应力/>，/>表示对应方向的低周应力，/>为X、Y、Z、XY、XZ或YZ。
进一步地，所述复合当量应力分析模块通过在107次循环修正的古德曼曲线坐标系上确定复合损伤等效点（，/>），以过复合损伤等效点且平行于107次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点横坐标值确定为对应方向的复合当量应力/>。
进一步地，所述考核危险截面确定模块中通过分析获得总当量稳态应力，根据/>分析获得复合疲劳储备，/>为主轴材料的拉伸强度。
与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：本发明通过对发动机设计状态下主轴进行三维有限元分析和疲劳评估后，确定主轴上试验考核危险截面，对试验考核危险截面进行各载荷敏感性分析，基于疲劳损伤储备相当和应力方向一致原则，将轴类零件强度疲劳试验器上无法加载的热应力、离心力转换为稳态弯矩载荷，从而获得考核截面的标准循环载荷，规避了试验器无法加载热应力、离心力等载荷导致试验循环载荷无法准确反映截面受载状态的问题，从而能够实现主轴所有危险截面疲劳试验的考核。
附图说明
图1为实施例1中航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建系统结构框图；
图2为实施例2中在N次古德曼曲线坐标系上确定低周当量应力的方法示意图；
图3为实施例2中在107次古德曼曲线坐标系上确定复合当量应力的方法示意图；
其中，1、有限元模型构建模块；2、低周应力分析模块；3、高周应力分析模块；4、低周当量应力分析模块；5、复合当量应力分析模块；6、考核危险截面确定模块；7、调整模块；8、修正输出模块。
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
参见图1，航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，包括：
步骤1、以主轴质心为坐标原点建立分析坐标系，其中发动机轴线逆航向为X轴正方向，垂直于发动机轴线且竖直向上为Z轴正方向，采用右手法则确定Y轴正方向；根据航空发动机主轴的结构尺寸，采用有限元分析软件构建三维主轴有限元模型；
步骤2、以航空发动机最大气动工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点的X方向低周应力、Y方向低周应力/>、Z方向低周应力/>、XY方向低周应力/>、ZX方向低周应力/>和YZ方向低周应力/>；所述最大气动工况对应的载荷包括轴向力/>、扭矩/>、热应力/>、离心力/>；
步骤3、以航空发动机最大陀螺力矩工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点在X方向高周应力、Y方向高周应力/>、Z方向高周应力/>、XY方向高周应力/>、ZX方向高周应力/>和YZ方向高周应力/>，所述最大陀螺力矩工况对应的载荷包括振动扭矩/>、旋转弯矩/>；
步骤4、采用N次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向应力的低周当量应力、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>；其中，N为低周循环次数；
步骤5、以X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>以及各方向对应的高周应力，采用107次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>；
步骤6、根据X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>分析获得发动机设计状态下每个危险截面的总当量稳态应力/>和复合疲劳储备/>，并确定复合疲劳储备/>为最大时的危险截面为试验考核危险截面；
步骤7、在发动机主轴载荷加载截面上调整主轴的稳态弯矩载荷值，使得考核危险截面处的复合疲劳储备/>与发动机载荷状态下的复合疲劳储备/>的偏差小于等于预设偏差值；
步骤8、根据发动机设计状态下考核危险截面温度下的拉伸强度和试验温度下的拉伸强度/>的比值作为温度修正系数，对初始载荷进行修正，并将修正后的轴向力、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>为航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱。
在本实施例中，通过对发动机设计状态下主轴进行三维有限元分析和疲劳评估后，确定主轴上试验考核危险截面，对试验考核危险截面进行各载荷敏感性分析，基于疲劳损伤储备相当和应力方向一致原则，将轴类零件强度疲劳试验器上无法加载的热应力、离心力转换为稳态弯矩载荷，从而获得考核截面的标准循环载荷，规避了试验器无法加载热应力、离心力等载荷导致试验循环载荷无法准确反映截面受载状态的问题，从而能够实现主轴所有危险截面疲劳试验的考核。
基于相同的发明构思，本实施例还提供了航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建系统，包括：
有限元模型构建模块1，用于根据航空发动机主轴的结构尺寸，采用有限元分析软件构建三维主轴有限元模型；
低周应力分析模块2，用于以航空发动机最大气动工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点的X方向低周应力、Y方向低周应力/>、Z方向低周应力/>、XY方向低周应力/>、ZX方向低周应力/>和YZ方向低周应力/>；所述最大气动工况对应的载荷包括轴向力/>、扭矩/>、热应力/>、离心力/>；其中发动机轴线逆航向为X轴正方向，垂直于发动机轴线且竖直向上为Z轴正方向，采用右手法则确定Y轴正方向；
高周应力分析模块3，用于以航空发动机最大陀螺力矩工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点在X方向高周应力、Y方向高周应力、Z方向高周应力/>、XY方向高周应力/>、ZX方向高周应力/>和YZ方向高周应力/>，所述最大陀螺力矩工况对应的载荷包括振动扭矩/>、旋转弯矩/>；
低周当量应力分析模块4，用于采用N次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>；其中，N为低周循环次数；
复合当量应力分析模块5，用于以X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>以及各方向对应的高周应力，采用107次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向复合当量应力/>、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>；
考核危险截面确定模块6，用于根据X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力和YZ方向复合当量应力/>分析获得发动机设计状态下每个危险截面的总当量稳态应力/>和复合疲劳储备/>，并确定复合疲劳储备/>为最大时的危险截面为试验考核危险截面；
调整模块7，用于在发动机主轴载荷加载截面上调整主轴的稳态弯矩载荷值，使得考核危险截面处的复合疲劳储备/>与发动机载荷状态下的复合疲劳储备/>的偏差小于等于预设偏差值；
修正输出模块8，用于根据发动机设计状态下考核危险截面温度下的拉伸强度和试验温度下的拉伸强度/>的比值作为温度修正系数，对初始载荷进行修正，并将修正后的轴向力/>、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>为航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱。
实施例2，航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，包括：
步骤1、以主轴质心为坐标原点建立分析坐标系，其中发动机轴线逆航向为X轴正方向，垂直于发动机轴线且竖直向上为Z轴正方向，采用右手法则确定Y轴正方向；根据航空发动机主轴的结构尺寸，采用有限元分析软件构建三维主轴有限元模型；
步骤2、以航空发动机最大气动工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点的X方向低周应力、Y方向低周应力/>、Z方向低周应力/>、XY方向低周应力/>、ZX方向低周应力/>和YZ方向低周应力/>；所述最大气动工况对应的载荷包括轴向力/>、扭矩/>、热应力/>、离心力/>；
步骤3、以航空发动机最大陀螺力矩工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点在X方向高周应力、Y方向高周应力/>、Z方向高周应力/>、XY方向高周应力/>、ZX方向高周应力/>和YZ方向高周应力/>，所述最大陀螺力矩工况对应的载荷包括振动扭矩/>、旋转弯矩/>；
步骤4、采用N次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向应力的低周当量应力、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>；其中，N为低周循环次数；
参见图2，本实施例中，通过在N次古德曼曲线坐标系上确定低周损伤等效点（，），以过低周损伤等效点且平行于N次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点的横坐标值确定为对应方向的低周当量应力/>，/>表示对应方向的低周应力，/>为X、Y、Z、XY、XZ或YZ；图2中，/>表示N次循环下的主轴材料疲劳强度，/>表示主轴材料拉伸强度，/>表示主轴的稳态应力，/>表示主轴的交变应力。
步骤5、以X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>以及各方向对应的高周应力，采用107次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>；
参见图3，本实施例中，通过在107次循环修正的古德曼曲线坐标系上确定复合损伤等效点（，/>），以过复合损伤等效点且平行于107次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点横坐标值确定为对应方向的复合当量应力/>，/>表示107次循环下的主轴材料疲劳强度，/>表示主轴材料拉伸强度，/>表示主轴的稳态应力，/>表示主轴的交变应力。
步骤6、根据X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>分析获得发动机设计状态下每个危险截面的总当量稳态应力/>和复合疲劳储备/>，并确定复合疲劳储备/>为最大时的危险截面为试验考核危险截面；
本实施例中总当量稳态应力根据分析获得，复合疲劳储备根据/>分析获得，/>为主轴材料的拉伸强度。
步骤7、在发动机主轴载荷加载截面上调整主轴的稳态弯矩载荷值，使得考核危险截面处的复合疲劳储备/>与发动机载荷状态下的复合疲劳储备/>的偏差小于等于预设偏差值；
步骤8、根据发动机设计状态下考核危险截面温度下的拉伸强度和试验温度下的拉伸强度/>的比值作为温度修正系数，对应的初始载荷与修正系数相乘即得修正后的轴向力/>、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>，并将修正后的轴向力/>、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>为航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱。
本实施例中可以在步骤2中通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点低周等效应力，根据每个有限元节点低周等效应力/>，选择低周等效应力/>值大于等于0.85倍最大低周等效应力值的有限元节点对应的截面为第一危险截面集；在步骤3中通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点高周等效应力/>，根据每个有限元节点高周等效应力/>，选择高周等效应力值大于等于0.85倍最大高周等效应力值的有限元节点对应的截面为第二危险截面集；进而在步骤4～步骤6中计算总当量稳态应力和复合疲劳储备的危险截面集从第一危险截面集和第二危险截面集中选取。
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 (9)
1.航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，其特征在于，包括：
步骤1、以主轴质心为坐标原点建立分析坐标系，其中发动机轴线逆航向为X轴正方向，垂直于发动机轴线且竖直向上为Z轴正方向，采用右手法则确定Y轴正方向；根据航空发动机主轴的结构尺寸，采用有限元分析软件构建三维主轴有限元模型；
步骤2、以航空发动机最大气动工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点的X方向低周应力、Y方向低周应力/>、Z方向低周应力/>、XY方向低周应力/>、ZX方向低周应力/>和YZ方向低周应力/>；所述最大气动工况对应的载荷包括轴向力/>、扭矩/>、热应力/>、离心力/>；
步骤3、以航空发动机最大陀螺力矩工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点在X方向高周应力、Y方向高周应力/>、Z方向高周应力、XY方向高周应力/>、ZX方向高周应力/>和YZ方向高周应力/>，所述最大陀螺力矩工况对应的载荷包括振动扭矩/>、旋转弯矩/>；
步骤4、采用N次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力的低周当量应力/>；其中，N为低周循环次数；
步骤5、以X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>以及各方向对应的高周应力，采用107次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>；
步骤6、根据X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>分析获得发动机设计状态下每个危险截面的总当量稳态应力/>和复合疲劳储备/>，并确定复合疲劳储备/>为最大时的危险截面为试验考核危险截面；
步骤7、在发动机主轴载荷加载截面上调整主轴的稳态弯矩载荷值，使得考核危险截面处的复合疲劳储备/>与发动机载荷状态下的复合疲劳储备/>的偏差小于等于预设偏差值；
步骤8、根据发动机设计状态下考核危险截面温度下的拉伸强度和试验温度下的拉伸强度/>的比值作为温度修正系数，对初始载荷进行修正，并将修正后的轴向力/>、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>为航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱。
2.根据权利要求1所述的航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，其特征在于，步骤2中通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点低周等效应力，根据每个有限元节点低周等效应力/>，选择低周等效应力/>值大于等于0.85倍最大低周等效应力值的有限元节点对应的截面为第一危险截面集；步骤3中通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点高周等效应力/>，根据每个有限元节点高周等效应力/>，选择高周等效应力值大于等于0.85倍最大高周等效应力值的有限元节点对应的截面为第二危险截面集；步骤4～步骤6中计算总当量稳态应力和复合疲劳储备的危险截面集从第一危险截面集和第二危险截面集中选取。
3.根据权利要求1所述的航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，其特征在于，步骤4中，在N次古德曼曲线坐标系上确定低周损伤等效点（，/>），以过低周损伤等效点且平行于N次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点的横坐标值确定为对应方向的低周当量应力/>，/>表示对应方向的低周应力，/>为X、Y、Z、XY、XZ或YZ。
4.根据权利要求3所述的航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，其特征在于，步骤5中，在107次循环修正的古德曼曲线坐标系上确定复合损伤等效点（，/>），以过复合损伤等效点且平行于107次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点横坐标值确定为对应方向的复合当量应力/>。
5.根据权利要求3所述的航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建方法，其特征在于，总当量稳态应力根据分析获得，复合疲劳储备根据/>分析获得，/>为主轴材料的拉伸强度。
6.航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建系统，其特征在于，包括：
有限元模型构建模块，用于根据航空发动机主轴的结构尺寸，采用有限元分析软件构建三维主轴有限元模型；
低周应力分析模块，用于以航空发动机最大气动工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点的X方向低周应力、Y方向低周应力/>、Z方向低周应力/>、XY方向低周应力/>、ZX方向低周应力/>和YZ方向低周应力/>；所述最大气动工况对应的载荷包括轴向力/>、扭矩/>、热应力/>、离心力/>；其中发动机轴线逆航向为X轴正方向，垂直于发动机轴线且竖直向上为Z轴正方向，采用右手法则确定Y轴正方向；
高周应力分析模块，用于以航空发动机最大陀螺力矩工况对应的载荷为边界条件，通过有限元分析软件仿真获得每个有限元节点在X方向高周应力、Y方向高周应力/>、Z方向高周应力/>、XY方向高周应力/>、ZX方向高周应力/>和YZ方向高周应力，所述最大陀螺力矩工况对应的载荷包括振动扭矩/>、旋转弯矩/>；
低周当量应力分析模块，用于采用N次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力和YZ方向应力/>的低周当量应力/>；其中，N为低周循环次数；
复合当量应力分析模块，用于以X方向应力的低周当量应力/>、Y方向应力/>的低周当量应力/>、Z方向应力/>的低周当量应力/>、XY方向应力/>的低周当量应力/>、ZX方向应力/>的低周当量应力/>和YZ方向应力/>的低周当量应力/>以及各方向对应的高周应力，采用107次循环修正的古德曼曲线分别获得X方向复合当量应力/>、Y方向复合当量应力/>、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力/>和YZ方向复合当量应力/>；
考核危险截面确定模块，用于根据X方向复合当量应力、Y方向复合当量应力、Z方向复合当量应力/>、XY方向复合当量应力/>、ZX方向复合当量应力和YZ方向复合当量应力/>分析获得发动机设计状态下每个危险截面的总当量稳态应力/>和复合疲劳储备/>，并确定复合疲劳储备/>为最大时的危险截面为试验考核危险截面；
调整模块，用于在发动机主轴载荷加载截面上调整主轴的稳态弯矩载荷值，使得考核危险截面处的复合疲劳储备/>与发动机载荷状态下的复合疲劳储备/>的偏差小于等于预设偏差值；
修正输出模块，用于根据发动机设计状态下考核危险截面温度下的拉伸强度和试验温度下的拉伸强度/>的比值作为温度修正系数，对初始载荷进行修正，并将修正后的轴向力/>、扭矩/>、振动扭矩/>、旋转弯矩/>以及稳态弯矩载荷值/>为航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱。
7.根据权利要求6所述的航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建系统，其特征在于，所述低周当量应力分析模块通过在N次古德曼曲线坐标系上确定低周损伤等效点（，/>），以过低周损伤等效点且平行于N次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点的横坐标值确定为对应方向的低周当量应力/>，/>表示对应方向的低周应力，/>为X、Y、Z、XY、XZ或YZ。
8.根据权利要求7所述的航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建系统，其特征在于，所述复合当量应力分析模块通过在107次循环修正的古德曼曲线坐标系上确定复合损伤等效点（，/>），以过复合损伤等效点且平行于107次循环修正的古德曼曲线作直线，直线与横坐标交点横坐标值确定为对应方向的复合当量应力/>。
9.根据权利要求6所述的航空发动机主轴疲劳试验标准循环载荷谱构建系统，其特征在于，所述考核危险截面确定模块中通过分析获得总当量稳态应力，根据/>分析获得复合疲劳储备，/>为主轴材料的拉伸强度。
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| CN115391960A (zh) * | 2022-10-27 | 2022-11-25 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 考虑分散系数和多轴载荷的主轴复合疲劳寿命分析方法 |
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| 低压涡轮轴改进疲劳设计方法与试验验证;饶云松 等;航空动力学报;20231025;1-13 * |
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