CN118114384A - 保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，属于航空发动机涡轮盘结构裂纹扩展试验技术领域，本发明通过保证涡轮盘与裂纹扩展模拟件在两条关键路径上第一主应力分布的一致性、涡轮盘与模拟件在各裂纹表面长度下裂纹扩展关键位置处I型应力强度因子的一致性、各裂纹表面长度下涡轮盘裂纹与模拟件裂纹的裂纹长深比的一致性，保证了涡轮盘和模拟件在裂纹扩展过程中三维裂尖前缘轮廓形状的一致性，解决了现有发明模拟件仅能模拟涡轮盘裂纹沿单一扩展方向的裂纹扩展驱动力的问题，使得模拟件能够更准确地反映涡轮盘裂纹的三维扩展特性，提高了模拟件的保真程度，对涡轮盘损伤容限分析精度的提高起到推动作用。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机涡轮盘结构裂纹扩展试验技术领域，具体涉及一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法。
背景技术
设计涡轮盘裂纹扩展结构模拟件并开展模拟件裂纹扩展试验，是对涡轮盘等航空发动机断裂关键件进行损伤容限分析的重要内容，是保证涡轮盘结构安全的关键工作之一。目前，已经形成了一系列涡轮盘的裂纹扩展模拟方法，这些方法大多通过遵循材料相同、结构特征相同、裂纹扩展关键部位应力分布相近、初始裂纹特征相同和裂纹扩展中I型应力强度因子相近的原则，来确保模拟件与涡轮盘的裂纹扩展特性相近。然而，现行的方法仅通过调控典型工况下裂纹扩展危险点处的第一主应力水平、过该点的沿着裂纹单一裂纹扩展方向（沿裂纹表面方向或者沿裂纹深度方向）路径上的第一主应力分布和裂纹沿着单一方向扩展时的/>演化的一致性来保证裂纹扩展特性相近，仅能实现模拟件与涡轮盘的裂纹在单一扩展方向上的裂纹扩展特性相近，无法保证三维裂纹前缘形貌相近，无法准确反映涡轮盘的三维裂纹扩展特性。
发明内容
鉴于上述问题，本发明提供了一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法。该方法能够用于多种涡轮盘结构特征（如：盘心孔、凸台转接圆角等）的不同失效模式（如：低周疲劳、蠕变疲劳等）的含表面裂纹的裂纹扩展模拟，能够通过保证裂纹扩展多个主要方向上的I型应力强度因子演化的一致性，来保证在裂纹扩展模拟中的三维裂纹前缘形状与涡轮盘的相近，能够更真实、准确地反映涡轮盘的三维裂纹扩展特性。
本发明提供了一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，具体步骤如下：
步骤1、获取涡轮盘和叶片的三维几何模型、典型工况工作转速、典型工况工作温度及对应的材料力学性能参数；
步骤2、基于涡轮盘和叶片的三维几何模型、典型工况工作转速、典型工况工作温度及对应的材料力学性能参数建立涡轮盘的无裂纹有限元模型；使用涡轮盘的无裂纹有限元模型获取涡轮盘的整盘温度分布和整盘静力分布；通过整盘的静力分布获得应力集中部位和涡轮盘外场故障部位；根据涡轮盘的应力集中部位、涡轮盘外场故障部位确定涡轮盘的裂纹扩展考核部位；
步骤3、根据涡轮盘整盘静力分布提取涡轮盘裂纹扩展考核部位的第一主应力最大点、以第一主应力最大点/>为原点的局部空间直角坐标系/>，以及以第一主应力最大点/>为起点沿着裂纹表面长度方向/>和裂纹深度方向/>的路径上的第一主应力分布；
步骤4、获取裂纹扩展考核部位的初始表面裂纹尺寸和初始裂纹在对应考核部位的插入位置；
步骤5、建立涡轮盘的含初始裂纹的有限元模型；使用含初始裂纹的有限元模型计算涡轮盘裂纹扩展考核部位的随裂纹扩展变化的裂尖前缘轮廓；根据裂尖前缘轮廓，获取裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线，以及各裂纹前缘轮廓上各点的归一化I型应力强度因子与裂纹前缘位置的无量纲坐标/>的/>关系曲线；
步骤6、根据步骤5获得的关系曲线确定涡轮盘在裂纹扩展过程中各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子/>；取各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子/>中的最大值/>时对应的裂纹前缘位置的无量纲坐标/>值，，其中，/>为裂纹前缘轮廓位置的数量；获取各无量纲坐标/>值的众数/>；获取涡轮盘裂纹扩展考核部位在裂纹扩展过程中的众数/>的各裂纹前缘轮廓位置处的归一化I型应力强度因子/>值随着裂纹表面长度变化的曲线；
步骤7、将步骤1中获得的涡轮盘三维几何模型先后沿着局部空间直角坐标系下的/>面的两个平行面、/>面的两个平行面、/>面的两个平行面进行切割，获取模拟件试验段；
步骤8、在模拟件试验段的两端设置大圆弧过渡段和销钉夹持段；
步骤9、建立模拟件的无裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整模拟件试验段的危险点处的缺口深度、危险点处的厚度和外加载荷大小，更新模拟件的无裂纹有限元模型，使得通过模拟件的更新无裂纹有限元模型仿真计算出的更新模拟件试验段沿宽度和厚度方向的第一主应力分布分别与步骤3的涡轮盘沿方向和/>方向的第一主应力分布相近，获得更新模拟件试验段；
步骤10、建立模拟件的有裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整步骤9中更新模拟件试验段的宽度，更新模拟件的有裂纹有限元模型，使用通过模拟件的更新有裂纹有限元模型仿真计算出的模拟件的裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线、众数处I型应力强度因子/>值随着裂纹表面长度变化的曲线与步骤5和步骤6中涡轮盘的相近，获得最终的模拟件。
可选地，步骤2中，建立涡轮盘的无裂纹有限元静力模型的具体步骤为：
以步骤1中的典型工况工作温度、材料力学性能参数为输入，使用有限元软件对整盘进行传热分析，获取涡轮盘的整盘温度分布；
基于叶片的三维几何模型参数以及典型工况工作转速，计算叶片离心载荷；
基于叶片离心载荷和涡轮盘的榫齿接触面的面积，计算涡轮盘榫齿接触面的压强；
根据连接涡轮盘和封严盘的螺栓孔的中心线距涡轮盘中心的距离和发动机转速，计算涡轮盘螺栓孔处的扭矩；
以涡轮盘的整盘温度分布、涡轮盘榫齿接触面的压强、涡轮盘螺栓孔处的扭矩为输入，建立涡轮盘的无裂纹有限元静力模型。
可选地，步骤2中，根据涡轮盘的应力集中部位，以及涡轮盘因低周疲劳和蠕变疲劳而断裂失效的失效规律获得的涡轮盘外场故障部位。
可选地，步骤4中的初始表面裂纹在裂纹扩展考核部位的插入位置设置为初始表面裂纹的椭圆长轴与裂纹表面长度方向所在直线重合，椭圆短轴与裂纹深度方向/>所在直线重合。
可选地，设计步骤8中的大圆弧过渡段和销钉夹持段的尺寸时，大圆弧过渡段和销钉夹持段的尺寸的约束条件为保证模拟件裂纹扩展发生在模拟件试验段的缺口处。
与现有技术相比，本发明至少具有如下有益效果：本发明通过保证涡轮盘与裂纹扩展模拟件在两条关键路径（裂纹表面长度方向的路径和裂纹深度方向的路径）上第一主应力分布的一致性、涡轮盘与模拟件在各裂纹表面长度下裂纹扩展关键位置（裂纹扩展过程中各裂纹前缘最大值所在裂纹前缘位置的无量纲坐标的众数/>）处/>的一致性、各裂纹表面长度下涡轮盘裂纹与模拟件裂纹的裂纹长深比（裂纹表面长度与裂纹深度的比值）的一致性，保证了涡轮盘和模拟件在裂纹扩展过程中三维裂尖前缘轮廓形状的一致性，解决了现有发明模拟件仅能模拟涡轮盘裂纹沿单一扩展方向（沿裂纹表面方向或者沿裂纹深度方向）的裂纹扩展驱动力的问题，使得模拟件能够更准确地反映涡轮盘裂纹的三维扩展特性，提高了模拟件的保真程度，对涡轮盘损伤容限分析精度的提高起到推动作用。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制。
图1是本发明的保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法的流程图。
图2是本发明的某涡轮盘中心孔部位，以第一主应力最大点为原点的局部空间直角坐标系/>示意图。
图3是本发明的某涡轮盘中心孔部位在裂纹扩展过程中的裂尖前缘轮廓图。
图4是本发明的某涡轮盘中心孔部位的裂纹表面长度和裂纹长深比的关系曲线。
图5是本发明的某涡轮盘中心孔部位的I型应力强度因子和裂纹前缘位置的无量纲坐标/>的/>关系曲线。
图6是本发明的某涡轮盘中心孔部位在裂纹扩展过程中的裂纹表面长度和为0.022处的I型应力强度因子/>值的关系曲线。
图7（a）-（e）是本发明的是切割某涡轮盘生成模拟件试验段的切割过程图。
图8是本发明的某涡轮盘中心孔部位和模拟件的第一主应力沿裂纹表面长度方向的分布的相对误差。
图9是本发明的某涡轮盘中心孔部位和模拟件的第一主应力沿裂纹深度方向的分布的相对误差。
图10是本发明的某涡轮盘中心孔部位和模拟件的裂纹长深比的相对误差。
图11是本发明的某涡轮盘中心孔部位和模拟件的I型应力强度因子（）历程值的相对误差。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。另外，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
本发明的一个具体实施例，如图1-图11，提供了一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，具体步骤如下：
步骤1、获取涡轮盘和叶片的三维几何模型、典型工况工作转速、典型工况工作温度及对应的材料力学性能参数。
具体地，步骤1中的涡轮盘的典型工况为发动机最大转速对应的工况；工作温度通过实际测量获取；工作转速通过实际测量获取。
具体地，步骤1中的材料力学性能参数包括材料的密度、弹性模量、泊松比、线膨胀系数、热传导系数、低周疲劳裂纹扩展曲线和蠕变疲劳裂纹扩展曲线等。材料力学性能参数通过力学性能试验获取。
进一步地，对于随温度变化的材料力学性能参数，获取多组温度下的力学材料性能参数。
进一步地，所取多组温度的温度范围为将真实结构工作温度中的最大值与最小值包含在内。
优选地，通过计算机辅助设计软件UG获取涡轮盘和叶片的三维几何模型；根据涡轮盘的转速剖面选取最大转速，并确定最大转速对应的涡轮盘温度；在毛坯盘上切取标准件来测量涡轮盘所用的高温合金材料的密度、弹性模量、泊松比、线膨胀系数、热传导系数、低周疲劳裂纹扩展曲线和蠕变疲劳裂纹扩展曲线等。
具体地，根据裂纹长度和加载循环数/>拟合低周疲劳裂纹扩展曲线和蠕变疲劳裂纹扩展曲线，具体如下：
低周疲劳裂纹扩展速率曲线的拟合表达式为：
(1)
式中，表示低周疲劳裂纹扩展速率；/>表示I型应力强度因子/>的变程；/>、/>是材料参数。
蠕变疲劳裂纹扩展速率曲线的拟合表达式为：
(2)
式中，表示蠕变疲劳裂纹扩展速率；/>表示I型应力强度因子/>的变程；/>表示最大载荷对应的I型应力强度因子；/>表示最大载荷处的保载时间；/>、/>、、/>是材料参数。
步骤2、获得涡轮盘的整盘温度分布、整盘静力分布、应力集中部位、涡轮盘外场故障部位；根据涡轮盘的应力集中部位、涡轮盘外场故障部位确定涡轮盘的裂纹扩展考核部位。
具体地，依据涡轮盘的无裂纹有限元模型计算得到的应力集中部位；调研得到的外场涡轮盘故障部位。
可以理解的是，涡轮盘外场故障表示涡轮盘在外面的场地使用时遇到的故障。
进一步地，先以步骤1中的典型工况工作温度、材料力学性能参数为输入，在有限元软件Abaqus对整盘进行传热分析，获取涡轮盘的整盘温度分布；再基于叶片的三维几何模型参数（叶片的质量、叶片质心到转轴的距离）以及典型工况工作转速（发动机转速），计算叶片离心载荷；再基于叶片离心载荷和涡轮盘榫齿接触面的面积，计算涡轮盘榫齿接触面的压强；再根据连接涡轮盘和封严盘的螺栓孔的中心线距涡轮盘中心的距离和发动机转速，计算涡轮盘螺栓孔处的扭矩；最后以涡轮盘的整盘温度分布、涡轮盘榫齿接触面的压强和涡轮盘螺栓孔处的扭矩为输入，建立涡轮盘的无裂纹有限元静力模型，计算涡轮盘的整盘静力分布，通过整盘静力分布计算涡轮盘的应力集中部位。
进一步地，根据涡轮盘的整盘静力分布（优选地，涡轮盘的应力集中部位）和涡轮盘因低周疲劳和蠕变疲劳这两种失效模式而断裂失效的失效规律获得的涡轮盘外场故障部位，确定涡轮盘的裂纹扩展考核部位。
进一步地，确定的涡轮盘裂纹扩展考核部位为中心孔部位、幅板转接圆角部位和轮缘转接圆角部位。
优选地，失效规律为《涡轮盘中隐藏多年的瑕疵导致波音767烧毁》或《航空发动机高压涡轮盘辐板裂纹分析》。
步骤3、根据涡轮盘的整盘静力分布提取涡轮盘裂纹扩展考核部位的第一主应力最大点、以第一主应力最大点/>为原点的局部空间直角坐标系/>，以及以第一主应力最大点/>为起点沿着裂纹表面长度方向/>和裂纹深度方向/>的路径上的第一主应力分布。
可以理解的是，局部空间直角坐标系的应力指向方向/>和裂纹表面长度方向/>分别为：应力指向方向/>为第一主应力最大点/>指向的第一主应力/>的方向；裂纹表面长度方向/>为裂纹扩展平面（垂直于/>方向的平面）与涡轮盘表面的交线方向。
示例性地，以涡轮盘中心孔部位为例，根据涡轮盘的整盘静力分布的无裂纹有限元应力场计算结果（即涡轮盘各个位置处的所有应力的数值和方向）提取中心孔的第一主应力最大点（即：部位危险点）处的第一主应力/>方向，即为应力指向方向/>。裂纹扩展面垂直于第一主应力，如图2的由点线包围而成的面所示。裂纹表面长度方向/>所在的直线为裂纹扩展面与涡轮盘的交线，如图2中虚线所示。
步骤4、获取裂纹扩展考核部位的初始表面裂纹尺寸和初始裂纹在对应考核部位的插入位置。
具体地，步骤4中的初始表面裂纹尺寸根据《航空涡喷、涡扇发动机结构设计准则（研究报告）——第二册 轮盘）》》确定；初始表面裂纹的形状为半椭圆表面裂纹。
具体地，步骤4中的初始表面裂纹在裂纹扩展考核部位的插入位置设置为初始表面裂纹的椭圆长轴与裂纹表面长度方向所在直线重合；椭圆短轴与裂纹深度方向/>所在直线重合。
示例性地，涡轮盘中心孔危险点在中心孔壁面处，因此中心孔这个裂纹扩展考核部位处的初始裂纹形式为表面裂纹。按照《航空涡喷、涡扇发动机结构设计准则（研究报告）——第二册 轮盘）》的方法确定初始裂纹的尺寸，即在中心孔处存有长轴0.78 mm、短轴0.76 mm的初始半椭圆表面裂纹。表面裂纹的椭圆长轴与方向所在直线重合，椭圆短轴与/>所在直线重合。
步骤5、建立涡轮盘的含初始裂纹的有限元模型；使用含初始裂纹的有限元模型计算涡轮盘裂纹扩展考核部位的随裂纹扩展变化的裂尖前缘轮廓；根据裂尖前缘轮廓，获取裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线，以及各裂纹前缘轮廓上各点的归一化I型应力强度因子与裂纹前缘位置的无量纲坐标/>的/>关系曲线。
具体地，裂纹长深比为裂纹表面长度与裂纹深度的比值；I型应力强度因子为张开型应力强度因子。
示例性地，在裂纹扩展分析软件Franc3D中建立涡轮盘的含裂纹有限元模型，计算涡轮盘中心孔部位的随裂纹扩展变化的裂尖前缘轮廓图，见图3，对裂纹前缘做归一化处理，裂纹表面处的无量纲坐标分别为0和1，如图3中星形和三角形所示。裂纹深度处的无量纲坐标为0.5，如图3中圆点所示。根据裂尖前缘轮廓图，获得裂纹长深比随着归一化裂纹表面长度变化的曲线，如图4所示。各裂纹前缘轮廓中，归一化I型应力强度因子与裂纹前缘位置的无量纲坐标/>的/>关系曲线如图5所示。
步骤6、根据步骤5获得的关系曲线确定涡轮盘在裂纹扩展过程中各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子/>，/>，其中，/>为裂纹前缘轮廓位置的数量；取各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子/>中的最大值/>时对应的裂纹前缘位置的无量纲坐标/>值；获取各无量纲坐标值（即 [/>,/>, …,/>]）的众数；获取涡轮盘裂纹扩展考核部位在裂纹扩展过程中的众数/>处归一化I型应力强度因子/>值随着裂纹表面长度变化的曲线。
具体地，从图5的关系曲线可以看出，裂纹扩展过程中各裂纹前缘轮廓取最大值/>时对应的裂纹前缘位置的无量纲坐标/>的众数为0.022或0.978。因此，提取NCOORD为0.022处的归一化/>值来分析裂纹扩展过程中归一化/>随裂纹表面长度变化的情况。中心孔部位在裂纹扩展过程中，NCOORD为0.022处的归一化I型应力强度因子/>值随着裂纹表面长度变化的曲线如图6所示。
步骤7、将步骤1中获得的涡轮盘三维几何模型先后沿着局部空间直角坐标系下的/>面的两个平行面（/>和/>）、/>面的两个平行面（/>和）、/>面的两个平行面（/>和/>）进行切割，获取模拟件试验段；
其中，x表示局部空间直角坐标系下/>轴的坐标值；y表示局部空间直角坐标系/>下y轴的坐标值；z表示局部空间直角坐标系/>下z轴的坐标值；/>、/>、/>、/>分别为模拟件试验段的长度/>、危险点处的缺口深度/>、危险点处的厚度/>和宽度/>的初值。
进一步地，初值取为：、/>、/>、，其中，/>为试验机负荷满量程；/>为步骤1中获得的裂纹扩展考核部位危险点的第一主应力值。
本发明的初值取值方法获得的初值使得便于后续迭代优化更方便高效。
示例性地，试验机负荷满量程为100 kN，涡轮盘中心孔部位的危险点的第一主应力为800 MPa。所以模拟件试验段的长度、危险点处的缺口深度/>、危险点处的厚度/>和宽度/>的初值分别为：/>、/>、/>、/>。将涡轮盘三维几何模型（见图7（a））先沿着/>面的两个平行面（/>和/>）进行切割，如图7（b）所示。再沿着/>面的两个平行面（/>和/>）进行切割，如图7（c）所示。最后沿着/>面的两个平行面（/>和/>）进行切割，得到模拟件试验段。
步骤8、在模拟件试验段的两端设置大圆弧过渡段和销钉夹持段。
具体地，设计步骤8中的大圆弧过渡段和销钉夹持段的尺寸时，大圆弧过渡段和销钉夹持段的尺寸的约束条件为保证模拟件裂纹扩展发生在模拟件试验段的缺口处。试样过渡段的应力集中系数小于等于试验段缺口的应力集中系数。
进一步地，步骤8中销钉夹持段的销钉孔尺寸的约束条件为试验载荷下销钉的剪切应力低于相应试验温度下材料的许用切应力；以及试验载荷下试件在销钉孔处的第一主应力在相应试验温度下材料在的疲劳极限左右，其中，/>表示应力集中系数。
进一步地，步骤8中的过渡段和销钉夹持段的尺寸设置为模拟件的尺寸不超过模拟件取样盘的尺寸以及可能的密闭加热系统（例如高温炉）的尺寸。
示例性地，在模拟件试验段的两端设置大圆弧过渡段和销钉夹持段。
步骤9、建立模拟件的无裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整模拟件试验段的危险点处的缺口深度、危险点处的厚度/>和外加载荷大小，更新模拟件的无裂纹有限元模型，使得通过模拟件的更新无裂纹有限元模型仿真计算出的更新模拟件试验段沿宽度和厚度方向的第一主应力分布分别与步骤3的涡轮盘沿/>方向和/>方向的第一主应力/>分布相近，获得更新模拟件试验段。
示例性地，在Abaqus中建立模拟件的无裂纹有限元分析模型，不断调整模拟件试验段的危险点处的缺口深度、危险点处的厚度/>和外加载荷的大小，更新模拟件的无裂纹有限元模型，使得通过更新的无裂纹有限元模型仿真计算出的模拟件沿着宽度和厚度方向的分布分别与步骤1的涡轮盘沿/>和/>的/>分布相近。
具体地，对于步骤9，优化参数下，模拟件试验段沿着宽度方向的分布与涡轮盘中心孔部位沿着/>的/>分布的相对误差如图8所示，最大值为2.88%。模拟件沿厚度方向的/>分布与涡轮盘中心孔部位沿着/>的/>分布的相对误差如图9所示，最大值为11.08%。
步骤10、建立模拟件的有裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整步骤9中更新模拟件试验段的宽度，更新模拟件的有裂纹有限元模型，使用通过模拟件的更新有裂纹有限元模型仿真计算出的模拟件的裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线、众数/>处I型应力强度因子/>值随着裂纹表面长度变化的曲线与步骤5和步骤6中涡轮盘的相近，获得最终的模拟件。
示例性地，在Franc3D中建立模拟件的无裂纹有限元分析模型，不断调整模拟件试验段的宽度，使得有限元仿真计算出的模拟件的裂纹长深比随着归一化裂纹表面长度变化的曲线、/>为0.022处的归一化/>值随着归一化裂纹表面长度变化的曲线与涡轮盘的相近。
具体地，对于步骤10，优化参数下，模拟件和涡轮盘中心孔部位的裂纹长深比的相对误差值随裂纹表面长度的变化曲线如图10所示，从图10中可以看出，两者的相对误差随着裂纹长度的增加而增加。归一化裂纹表面长度为0.78时，相对误差取最大值8.33%。模拟件和涡轮盘中心孔部位在NCOORD为0.022处的归一化的相对误差与裂纹长度的关系曲线如图11所示。归一化裂纹表面长度为0.78时，模拟件和涡轮盘中心孔部位和的归一化/>值的相对误差取最大值10.69%。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，具体步骤如下：
步骤1、获取涡轮盘和叶片的三维几何模型、典型工况工作转速、典型工况工作温度及对应的材料力学性能参数；
步骤2、基于涡轮盘和叶片的三维几何模型、典型工况工作转速、典型工况工作温度及对应的材料力学性能参数建立涡轮盘的无裂纹有限元模型；使用涡轮盘的无裂纹有限元模型获取涡轮盘的整盘温度分布和整盘静力分布；通过整盘的静力分布获得应力集中部位和涡轮盘外场故障部位；根据涡轮盘的应力集中部位、涡轮盘外场故障部位确定涡轮盘的裂纹扩展考核部位；
步骤3、根据涡轮盘整盘静力分布提取涡轮盘裂纹扩展考核部位的第一主应力最大点、以第一主应力最大点/>为原点的局部空间直角坐标系/>，以及以第一主应力最大点/>为起点沿着裂纹表面长度方向/>和裂纹深度方向/>的路径上的第一主应力分布；
步骤4、获取裂纹扩展考核部位的初始表面裂纹尺寸和初始裂纹在对应考核部位的插入位置；
步骤5、建立涡轮盘的含初始裂纹的有限元模型；使用含初始裂纹的有限元模型计算涡轮盘裂纹扩展考核部位的随裂纹扩展变化的裂尖前缘轮廓；根据裂尖前缘轮廓，获取裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线，以及各裂纹前缘轮廓上各点的归一化I型应力强度因子与裂纹前缘位置的无量纲坐标/>的/>关系曲线；
步骤6、根据步骤5获得的关系曲线确定涡轮盘在裂纹扩展过程中各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子/>；取各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子/>中的最大值/>时对应的裂纹前缘位置的无量纲坐标/>值，，其中，/>为裂纹前缘轮廓位置的数量；获取各无量纲坐标/>值的众数/>；获取涡轮盘裂纹扩展考核部位在裂纹扩展过程中的众数/>的归一化I型应力强度因子/>值随着裂纹表面长度变化的曲线；
步骤7、将步骤1中获得的涡轮盘三维几何模型先后沿着局部空间直角坐标系下的/>面的两个平行面、/>面的两个平行面、/>面的两个平行面进行切割，获取模拟件试验段；
步骤8、在模拟件试验段的两端设置大圆弧过渡段和销钉夹持段；
步骤9、建立模拟件的无裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整模拟件试验段的危险点处的缺口深度、危险点处的厚度和外加载荷大小，更新模拟件的无裂纹有限元模型，使得通过模拟件的更新无裂纹有限元模型仿真计算出的更新模拟件试验段沿宽度和厚度方向的第一主应力分布分别与步骤3的涡轮盘沿方向和/>方向的第一主应力分布相近，获得更新模拟件试验段；
步骤10、建立模拟件的有裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整步骤9中更新模拟件试验段的宽度，更新模拟件的有裂纹有限元模型，使用通过模拟件的更新有裂纹有限元模型仿真计算出的模拟件的裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线、众数处I型应力强度因子/>值随着裂纹表面长度变化的曲线与步骤5和步骤6中涡轮盘的相近，获得最终的模拟件。
2.根据权利要求1所述的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，步骤2中，建立涡轮盘的无裂纹有限元静力模型的具体步骤为：
以步骤1中的典型工况工作温度、材料力学性能参数为输入，使用有限元软件对整盘进行传热分析，获取涡轮盘的整盘温度分布；
基于叶片的三维几何模型参数以及典型工况工作转速，计算叶片离心载荷；
基于叶片离心载荷和涡轮盘的榫齿接触面的面积，计算涡轮盘榫齿接触面的压强；
根据连接涡轮盘和封严盘的螺栓孔的中心线距涡轮盘中心的距离和发动机转速，计算涡轮盘螺栓孔处的扭矩；
以涡轮盘的整盘温度分布、涡轮盘榫齿接触面的压强、涡轮盘螺栓孔处的扭矩为输入，建立涡轮盘的无裂纹有限元静力模型。
3.根据权利要求1所述的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，步骤2中，根据涡轮盘的应力集中部位，以及涡轮盘因低周疲劳和蠕变疲劳而断裂失效的失效规律获得的涡轮盘外场故障部位。
4.根据权利要求1所述的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，步骤4中的初始表面裂纹在裂纹扩展考核部位的插入位置设置为初始表面裂纹的椭圆长轴与裂纹表面长度方向所在直线重合，椭圆短轴与裂纹深度方向/>所在直线重合。
5.根据权利要求1所述的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，设计步骤8中的大圆弧过渡段和销钉夹持段的尺寸时，大圆弧过渡段和销钉夹持段的尺寸的约束条件为保证模拟件裂纹扩展发生在模拟件试验段的缺口处。
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Citations (7)
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|---|---|---|---|---|
| JP2009031124A (ja) * | 2007-07-27 | 2009-02-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | き裂進展予測方法及びプログラム |
| CN108563917A (zh) * | 2018-07-19 | 2018-09-21 | 北京航空航天大学 | 一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法 |
| CN113505506A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-10-15 | 南京航空航天大学 | 一种轮盘危险部位裂纹扩展模拟件设计方法 |
| CN114048566A (zh) * | 2021-11-11 | 2022-02-15 | 福建工程学院 | 一种含双裂纹tbm刀盘特征件的寿命预测方法 |
| CN114564868A (zh) * | 2022-03-07 | 2022-05-31 | 中国海洋大学 | 一种锚链疲劳寿命预测方法 |
| US20230038640A1 (en) * | 2021-09-30 | 2023-02-09 | Nanjing University Of Aeronautics And Astronautics | Method for calculating service life of material under action of thermal shock load |
| CN116127801A (zh) * | 2022-12-16 | 2023-05-16 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种考虑限制载荷工况的轮盘裂纹扩展寿命计算方法 |
-
2024
- 2024-04-30 CN CN202410532696.6A patent/CN118114384B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009031124A (ja) * | 2007-07-27 | 2009-02-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | き裂進展予測方法及びプログラム |
| CN108563917A (zh) * | 2018-07-19 | 2018-09-21 | 北京航空航天大学 | 一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法 |
| CN113505506A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-10-15 | 南京航空航天大学 | 一种轮盘危险部位裂纹扩展模拟件设计方法 |
| US20230038640A1 (en) * | 2021-09-30 | 2023-02-09 | Nanjing University Of Aeronautics And Astronautics | Method for calculating service life of material under action of thermal shock load |
| CN114048566A (zh) * | 2021-11-11 | 2022-02-15 | 福建工程学院 | 一种含双裂纹tbm刀盘特征件的寿命预测方法 |
| CN114564868A (zh) * | 2022-03-07 | 2022-05-31 | 中国海洋大学 | 一种锚链疲劳寿命预测方法 |
| CN116127801A (zh) * | 2022-12-16 | 2023-05-16 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种考虑限制载荷工况的轮盘裂纹扩展寿命计算方法 |
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