【技术实现步骤摘要】
一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法
本专利技术是一种针对航空发动机涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法，它是一种能够考虑涡轮盘孔结构低周载荷水平、应力梯度、高周振动载荷以及冷挤压工艺残余应力的疲劳裂纹萌生试验件设计方法，属于航空航天发动机
技术介绍
航空发动机中涡轮盘和涡轮轴由于工作载荷和工作环境(温度环境)的差异，往往采用两种性能不同的材料，这导致轮盘与轴难以通过焊接形成整体结构，需要额外设计连接结构连接涡轮盘与涡轮轴。精密螺栓是一种航空发动机中最为常见的连接形式，在使用时需要在涡轮盘上开孔。涡轮盘上的孔结构特征往往会在局部区域造成应力集中，导致疲劳裂纹的萌生，因此为提高涡轮盘的裂纹萌生寿命，工业界开始采用冷挤压工艺对孔结构进行强化。由于涡轮盘工作在高温、高压、高转速等的复杂工作环境下，承受着由离心力引起的低周大载荷和由振动引起的高周小载荷，高低周复合疲劳是其主要的失效模式。为了有效地评估冷挤压强化工艺对涡轮盘孔结构裂纹萌生寿命的影响，需开展大量的高低周复合疲劳试...
【技术保护点】
1.一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述试验件整体为一平板式试验件，按各部分功能划分为三段，中间部分是由带孔的等厚平板组成的试验考核部位，两端则是各自由两对斜面组成的双楔形夹持端。/n
【技术特征摘要】
1.一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述试验件整体为一平板式试验件，按各部分功能划分为三段，中间部分是由带孔的等厚平板组成的试验考核部位，两端则是各自由两对斜面组成的双楔形夹持端。
2.根据权利要求1所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述带孔的等厚平板中的孔为圆孔，直径范围为5-15mm，由实际结构和孔挤压工艺确定；平板的厚度范围为1.5-4mm。
3.根据权利要求1所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述双楔形夹持端，由两对斜面组成，斜面与等厚平板表面的法向所成外角范围为90°-110°。
4.根据权利要求1所述的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，其特征在于：所述试验件考核部分与双楔形夹持端的长度比例范围为1.5-2.5；孔边缘距侧边的距离应大于1.5倍孔半径。
5.一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)获取带孔结构涡轮盘的几何模型，并针对所关注的孔结构部位和涡轮盘缘复杂的榫槽结构进行几何模型的简化；
(2)获取步骤(1)所述带孔涡轮盘的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；
(3)基于步骤(1)的几何模型和步骤(2)的材料性能参数，建立简化后的带孔涡轮盘有限元模型，首先进行涡轮盘孔结构冷挤压工艺过程的有限元模拟，获得冷挤压后孔结构残余应力沿孔深度和径向的分布数据，然后在考虑残余应力的情况下，进行涡轮盘孔结构有限元静力分析，获得涡轮盘孔结构在工作状态下危险点沿危险路径的等效应力分布数据；
(4)基于步骤(3)得到的孔结构残余应力沿孔深度和径向的分布数据和在工作状态下危险点沿危险路径的等效应力分布数据，以带孔的等厚平板为基本形状，设计涡轮盘孔结构试验件的考核部位，建立试验件的考核部位的有限元模型，首先进行冷挤压工艺有限元模拟，调整考核部位的厚度、宽度和长度，保证挤压后残余应力分布与步骤(3)中涡轮盘孔结构的残余应力分布一致，同时确定考核部位的最小宽度和最小长度，然后以沿试验件长度方向的单轴拉伸加载为基本载荷形式，在引入残余应力下进行有限元静力分析，再次调整试验件宽度，微调拉伸载荷大小，使试验件孔边应力在影响试验件寿命的临界距离内的等效应力分布与步骤(3)中所获得的沿危险路径的等效应力分布数据一致，由此确定试验件初步构型和拉伸载荷，实现试验件对真实涡轮盘孔结构低周载荷的模拟；
(5)在步骤(4)所确定的...
【专利技术属性】
技术研发人员：胡殿印，王荣桥，鄢林，毛建兴，
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
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