一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法技术

本发明专利技术涉及一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法，步骤为：(1)获取涡轮盘的几何模型，测量榫槽的几何尺寸；(2)获取榫槽的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；(3)根据几何尺寸和载荷条件建立榫槽的有限元分析模型，计算获得周向应力最大点，获取周向应力值、应力梯度以及应变；(4)以带缺口的方形平板试件为基本形状，以单轴拉伸加载为载荷形式，设计榫槽裂纹扩展特征模拟件，通过调整方形试件宽度、调整缺口的大小等方法，使缺口处沿拉伸方向的最大应力等于实际榫槽的最大周向应力，并保证应力梯度、等效应变相同；(5)调整试件厚度计算模拟件的应力强度因子，确定试件的厚度，完成设计工作。

A design method for simulating the crack growth of turbine disc mortise

The invention relates to a design method of a turbine disk mortise groove crack propagation simulator. The steps are: (1) obtaining the geometric model of the turbine disk and measuring the geometric size of the mortise groove; (2) obtaining the working conditions of the mortise groove and the material performance parameters under the working conditions; (3) establishing the finite element analysis model of the mortise groove according to the geometric size and the load conditions. The maximum circumferential stress was calculated and the circumferential stress value, stress gradient and strain were obtained. (4) Taking the square plate specimen with notch as the basic shape and uniaxial tensile loading as the load form, the mortise-groove crack propagation characteristic simulation was designed, and the defects were made by adjusting the width of the square specimen and the size of the notch. The maximum stress along the tensile direction is equal to the maximum circumferential stress of the actual tenon groove, and the stress gradient and the equivalent strain are the same. (5) Adjust the thickness of the specimen to calculate the stress intensity factor of the simulation, determine the thickness of the specimen, and complete the design work.

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法
本专利技术是一种针对航空发动机涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件的设计方法，它是一种能够考虑榫槽结构应力集中、应力梯度、应变的裂纹扩展模拟件设计方法，属于航空航天发动机

技术介绍
航空发动机中涡轮盘榫槽的复杂结构特征往往会在局部区域造成应力集中，导致裂纹远端载荷沿裂纹扩展路径呈非均匀分布。由于基于标准件的裂纹扩展试验，不能体现局部区域的应力集中，一般采用离散裂纹扩展步长的方式，在每个裂纹扩展增量上将载荷近似为均布载荷，当裂纹扩展增量减小到一定程度时，可获得较为接近的裂纹扩展规律。然而，由于局部应力集中越明显(局部应力梯度越大)，这种近似方法的偏差越大，因此，需要设计特征结构模拟件并开展裂纹扩展试验，在实验室环境下模拟局部应力集中，获得相应裂纹扩展规律。
技术实现思路
本专利技术技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种涡轮盘榫槽结构裂纹扩展特征模拟件设计方法，能够充分地反映离心叶轮中心孔部位的应力集中、应力、应变梯度，充分反应涡轮盘榫槽裂纹扩展规律特性，服务与支撑航空发动机涡轮盘榫槽结构设计。本专利技术技术解决方案：一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法，结合涡轮盘榫槽静力分析结果，设计能够反映特征结构的裂纹扩展模拟件，实现了在实验室条件下模拟真实结构的裂纹扩展行为，实现步骤如下：第一步，获取涡轮盘榫槽的几何模型，测量榫槽结构的几何尺寸，榫槽结构的几何尺寸主要包括榫头轴向长度、拉削角、楔形角、榫头最小颈宽、伸根颈宽轴向宽度、榫槽的周向宽度随径向位置的变化、弧线长度，所述几何模型指借助计算机辅助设计软件，按照实际工程需求设计完成的离心叶轮三维几何模型；第二步，获取涡轮盘榫槽结构的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；所述工况条件包括涡轮盘的工作转速，涡轮盘的温度场；所述材料性能参数包括涡轮盘榫槽材料的密度；在工作温度下的弹性模量、泊松比、塑性本构参数、膨胀系数和断裂韧度值；第三步，依据第一步的几何模型和第二步的工况、材料数据，建立涡轮盘榫槽有限元静力分析模型，计算获得涡轮盘榫槽在工作状态下的危险点的应力数据、应变数据。第四步，基于第三步得到的涡轮盘榫槽结构在工况条件下的应力应变数据，以带缺口的方形试件为基本形状，以单轴拉伸加载为基本载荷形式，设计涡轮盘榫槽结构裂纹扩展模拟件，并建立模拟件的有限元静力分析模型，对所述模型进行有限元静力分析。通过调整方形尺寸使模拟件应力集中处即缺口处应力应变与实际涡轮盘榫槽危险点相同。第五步，计算模拟件的应力强度因子表达式，改变所述模拟件的厚度，进而改变应力强度因子，确定所述模拟件的厚度；至此，完成所述涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件的设计工作。所述应力强度因子为描述含裂纹结构的裂纹尖端应力场强弱的参量，其数值大小是外加载荷、裂纹长度以及结构几何形状的函数。应力强度因子的数值可通过有限元数值计算或应力强度因子经验公式求得。当应力强度因子值大于等于材料的断裂韧度值时，认为含裂纹结构将失稳断裂。确定厚度的原则是模拟件厚度需在临界裂纹长度的一半以上，以充分涵盖裂纹在厚度方向的稳定扩展过程；同时确定厚度之后，模拟件所需的外载荷要在所用试验机的加载能力以内。至此，完成涡轮盘榫槽结构裂纹扩展特征模拟件设计工作。所设计模拟件能够模拟涡轮盘榫槽结构的应力应变场，并可用于开展裂纹扩展试验。所述第四步中，因模拟件的尺寸未最终确定，截面面积随设计过程而变化，所以进行有限元分析时，推荐以应力的形式设定载荷边界条件。当模拟件的尺寸完全确定后，再根据考核截面面积，换算出试验所需的载荷力。例如，在第四步中确定的单轴拉伸外载应力为σ，单位MPa；最终确定的考核段截面面积为A，单位为mm2，则试验机施加在模拟件上的载荷力F可计算如下：F＝σA其中F的单位为N。所述第五步中，参照应力强度因子手册，其应力强度因子计算公式如下：其中，b为截面宽度，t为截面厚度，a为厚度方向裂纹长度，c为宽度方向裂纹长度，角度φ用于定义角裂纹前缘的具体位置。st为裂纹远处拉伸应力，单位MPa；sb为裂纹远处剪应力，单位MPa。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)本专利技术方形件缺口来模拟榫槽裂纹扩展特性，与普通方形件不同的是，考核段不是正方形而是长方形，这样就增加一个调整变量。(2)本专利技术通过缺口来模拟应力情况，缺口的大小和形状都可以调节以保证和实际情况完全吻合。(3)本专利技术可以通过设置考核段与夹持段之间的过渡圆弧的长短和半径来改变缺口处的受力情况。(4)相比直接用真实叶片进行疲劳试验，本专利技术所有加工表面都为平面或规则曲面，便于机械加工，且造价便宜。附图说明图1为本专利技术的一种涡轮盘榫槽结构裂纹扩展特征模拟件设计方法流程图；图2为设计涡轮盘榫槽结构裂纹扩展特征模拟件图纸；图3为涡轮盘榫槽结构裂纹扩展特征模拟件实物图；具体实施方式下面结合附图，对本专利技术一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法的技术方案做进一步说明。本专利技术涉及一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法，(1)获取涡轮盘的几何模型，测量榫槽结构的几何尺寸；(2)获取榫槽的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；(3)根据几何尺寸和载荷条件建立榫槽的有限元分析模型，计算获得周向应力最大点，获取周向应力值、应力梯度以及应变；(4)以带缺口的方形平板试件为基本形状，以单轴拉伸加载为载荷形式，设计榫槽裂纹扩展特征模拟件，通过调整方形试件宽度、调整缺口的大小等方法，使缺口处沿拉伸方向的最大应力等于实际榫槽结构的最大周向应力，并保证应力梯度、等效应变相同；(5)调整试件厚度计算模拟件的应力强度因子，确定试件的厚度，完成设计工作。如图1所示，考虑榫槽结构应力、塑性应变、应力梯度的裂纹扩展模拟件设计方法，本专利技术的一种涡轮盘榫槽结构裂纹扩展特征模拟件设计方法具体实现如下：第一步，获取涡轮盘榫槽的几何模型，测量榫槽结构的几何尺寸，榫槽结构的几何尺寸主要包括基本参数则包括榫头轴向长度、拉削角、楔形角、榫头最小颈宽、伸根颈宽轴向宽度、榫槽的周向宽度随径向位置的变化、弧线长度。即根据所测量的实际尺寸能够利用有限元软件重现榫槽结构。所述几何模型指借助计算机辅助设计软件，按照实际工程需求设计完成三维几何模型；第二步，获取涡轮盘榫槽的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；所述工况条件包括涡轮盘的工作转速，涡轮盘的温度场；所述材料性能参数包括涡轮盘榫槽材料的密度；在工作温度下的弹性模量、泊松比、塑性本构参数、膨胀系数和断裂韧度值；涡轮盘榫槽的工作温度场通过传热分析或实际测量获取；工作转速通过外场发动机工作数据统计获取；材料性能参数通过材料性能试验或材料数据手册获取。对于随温度变化的材料性能参数，获取整百摄氏度下的相应参数值，如100℃、200℃、300℃下的相应参数值，所取温度范围需将涡轮盘工作温度场中的最大值与最小值包含在内。本步骤的目的是为了第三步建模时使用。第三步，依据第一步的几何模型和第二步的工况、材料数据，建立涡轮盘榫槽有限元静力分析模型，计算获得涡轮盘榫槽在工作状态下危险点的应力数据、应变数据。所述应力、应变数据包括涡轮盘榫槽危险点应力值，等效塑性应变值，和危险点为起点，沿涡轮盘周向的应力分布情况以及沿轴向的应力分布情况。所述应力分布通过测量径向线上若干点的周向应力值来获取。例如，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，包括步骤如下：(1)获取涡轮盘榫槽的几何模型，测量榫槽结构的几何尺寸，榫槽结构的几何尺寸主要包括榫头轴向长度、拉削角、楔形角、榫头最小颈宽、伸根颈宽轴向宽度、榫槽的周向宽度随径向位置的变化、弧线长度，所述几何模型指借助计算机辅助设计软件，按照实际工程需求设计完成的离心叶轮三维几何模型；(2)获取涡轮盘榫槽结构的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；所述工况条件包括涡轮盘的工作转速，涡轮盘的温度场；所述材料性能参数包括涡轮盘榫槽材料的密度；在工作温度下的弹性模量、泊松比、塑性本构参数、膨胀系数和断裂韧度值；(3)依据第一步的几何模型和第二步的工况、材料数据，建立涡轮盘榫槽有限元静力分析模型，计算获得涡轮盘榫槽在工作状态下的危险点的应力数据、应变数据；(4)基于第三步得到的涡轮盘榫槽结构在工况条件下的应力应变数据，以带缺口的方形试件为基本形状，以单轴拉伸加载为基本载荷形式，设计涡轮盘榫槽结构裂纹扩展模拟件，并建立模拟件的有限元静力分析模型，对所述模型进行有限元静力分析；通过调整方形尺寸使模拟件应力集中处即缺口处应力应变与实际涡轮盘榫槽危险点相同；(5)计算模拟件的应力强度因子表达式，改变所述模拟件的厚度，进而改变应力强度因子，确定所述模拟件的厚度；至此，完成所述涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件的设计工作。...

【技术特征摘要】
1.一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，包括步骤如下：(1)获取涡轮盘榫槽的几何模型，测量榫槽结构的几何尺寸，榫槽结构的几何尺寸主要包括榫头轴向长度、拉削角、楔形角、榫头最小颈宽、伸根颈宽轴向宽度、榫槽的周向宽度随径向位置的变化、弧线长度，所述几何模型指借助计算机辅助设计软件，按照实际工程需求设计完成的离心叶轮三维几何模型；(2)获取涡轮盘榫槽结构的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；所述工况条件包括涡轮盘的工作转速，涡轮盘的温度场；所述材料性能参数包括涡轮盘榫槽材料的密度；在工作温度下的弹性模量、泊松比、塑性本构参数、膨胀系数和断裂韧度值；(3)依据第一步的几何模型和第二步的工况、材料数据，建立涡轮盘榫槽有限元静力分析模型，计算获得涡轮盘榫槽在工作状态下的危险点的应力数据、应变数据；(4)基于第三步得到的涡轮盘榫槽结构在工况条件下的应力应变数据，以带缺口的方形试件为基本形状，以单轴拉伸加载为基本载荷形式，设计涡轮盘榫槽结构裂纹扩展模拟件，并建立模拟件的有限元静力分析模型，对所述模型进行有限元静力分析；通过调整方形尺寸使模拟件应力...

【专利技术属性】
技术研发人员：王荣桥，胡殿印，田腾跃，毛建兴，赵淼东，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11