航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法技术

本发明专利技术航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，以基于拉伸应变能的低循环疲劳寿命预测模型为理论支撑，使模拟件与真实结构危险点附近的拉伸应变能分布一致，既考虑了应力的分布，又考虑了应变的分布，适用于航空发动机结构件应力梯度大的特点，结合一定的模拟件取样、加工原则，能够较好的模拟航空发动机结构件的低循环疲劳寿命，并保持与实际结构寿命分散性的一致。采用本发明专利技术设计的模拟件已经在多个实际应用中得到验证，模拟件和实际构件寿命一致性较好。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法
本专利技术属于航空发动机结构强度和寿命
，具体涉及航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法。
技术介绍
航空发动机结构件造价较高，低循环疲劳试验费用昂贵，因此试验件数量很少，难以得到可靠性寿命。可采用多子样模拟试验件(简称模拟件)可靠性寿命试验，与少数结构件寿命试验验证相结合的办法，解决这一问题。在论文《飞机结构细节疲劳寿命的应力场强法探析》中以应力场强法为基础针对飞机结构的疲劳细节设计了疲劳模拟试验件并进行了试验研究，但论文中仅对比了模拟件试验结果和理论分析结果，没有真实结构的寿命和模拟件寿命的对比，无法验证模拟件设计的合理性。其模拟件设计的理论依据为二十世纪八十年代提出的应力场强法，用应力场强作为寿命计算参数。应力场强反映考核点附近局部区域内的应力均方根的大小，即应力综合强度，距考核点越远其应力对场强影响越小，距考核点越近其应力对场强影响越大，较直观地反映了应力梯度对疲劳寿命的影响。但是应力场强法没有考虑应变的影响，对于局部进入屈服的情况，考核点附近应力实际上并不大，但是应变却很大，因此，应力场强法从理论上不适合存在局部应力集中的情况。显然场强区域的大小和形状选择影响着场强的数值，因场强区域定义没能从理论上很好解决，只能通过疲劳实验拟合，而拟合结果推广到实际构件上是否总是合适难以证明，因此难以实际应用。在论文《任意最大应力梯度路径轮盘模拟件设计方法》中以第一主应力分布一致为目标针对某风扇盘榫槽部位设计了二维模拟试验件，其模拟试件的尺寸优化设计以轮盘及试件的最大梯度线上主应力分布相似为优化目标，这种方法没有考虑应变及其梯度的影响，也无法考虑尺寸效应的影响，对于局部进入屈服的情况，在相同的应力分布下，尺寸越大的应变越小寿命越长，因此这种方法不适用于局部进入屈服的情况。在论文《榫槽模拟件优化设计的理论和方法研究》中提出了三种设计准则，即模拟试件与轮盘两者最大应力点的三向主应力比值相等、六向应力分量比值相等和应力梯度相等，并且针对某发动机轮盘榫槽分别设计了模拟试件。该方法应用过于复杂，且没有考虑应变的影响，不适合于存在屈服的情况。当前各种模拟件设计方法中广泛采用的是模拟实际构件应力分布的方法，这些方法能反映关键结构附近的应力分布，具有一定的代表性。航空发动机结构件关键部位通常存在较大的应力集中系数，危险部位局部进入屈服，屈服区域的应力变化没有应变变化显著，仅模拟实际结构的应力分布难以准确模拟航空发动机结构件关键部位的循环载荷特征，因此不能准确模拟实际结构的低循环疲劳寿命。
技术实现思路
本专利技术航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，以基于拉伸应变能的低循环疲劳寿命预测模型为理论支撑，使模拟件与真实结构危险点附近的拉伸应变能分布一致，既考虑了应力的分布，又考虑了应变的分布，适用于航空发动机结构件应力梯度大的特点，结合一定的模拟件取样、加工原则，能够较好的模拟航空发动机结构件的低循环疲劳寿命，并保持与实际结构寿命分散性的一致。采用本专利技术设计的模拟件已经在多个实际应用中得到验证，模拟件和实际构件寿命一致性较好。定义从第一主应力σ1最大点开始沿σ1梯度最大方向为虚拟裂纹，定义工程裂纹长度为0.8mm。(1)基于拉伸应变能寿命预测方法基于单轴应力循环的拉伸应变能公式为：这里为了方便，将代表第一主应力或第一主应变的下标“1”省略掉。Rσ为应变比，σm为平均应力，σa为应力幅，εae为弹性应变幅，εap为塑性应变幅，n'为循环应变硬化指数。w的物理意义为单位体积内的拉伸应变能，单位为MJ/m3。定义虚拟裂纹工程长度上的拉伸应变能的平均值为有效拉伸变形功：其中a0为工程裂纹长度，有效拉伸变形功的单位仍然是MJ/m3，物理意义是拉伸应变能在工程裂纹长度虚拟裂纹上的平均值。假设对于同样的材料，当构件的有效拉伸变形功，与光滑试件的有效拉伸变形功相等时，构件与光滑试件将具有相同的低循环疲劳寿命。(2)结构模拟件设计基本准则模拟件的结构、选材、几何形状、设计温度和加载要保证：1)应力分析后确认，最大应力点部位在工程裂纹长度(0.8mm)之内的σ1、ε1e、ε1p的峰值分布与结构件相同，与峰值σ1、ε1e、ε1p同向的谷值分布与结构件相同。这是拉伸应变能寿命模型对模拟件的拉伸应变能分布与结构件相同的基本保证。2)模拟件与结构件材料及其性能一致，加工精度一致。模拟件的材料牌号、冷热工艺与结构件一致，从而保证疲劳性能的一致。锻件还要考虑锻造方向，使模拟件的切取方向和关键部位的受力方向一致。3)应力集中部位的几何形状与结构件相似或相近。4)设计温度与结构件试验(或工作)温度相等，模拟件的应力分析、寿命计算的温度值与结构件考核点试验(或工作)温度相等。5)为确保模拟件与真实构件的分散性一致，还应尽量从多个批次的毛坯件上切取试验件。结构模拟件设计的流程如图1。步骤一：工作应力循环下结构件建模及有限元分析在对结构件进行有限元建模时，在危险部位及附近应尽量使用六面体单元，并保证足够的节点密度，必要时应采用子结构，从而确保关键部位虚拟裂纹0.8mm范围内至少10个以上节点数。计算所采用的边界条件应和真实情况或试验状态保持一致。根据线弹性计算的结果，对于进入屈服的关键部位要进行弹塑性计算。计算在设计工作载荷循环下的弹塑性峰谷值应力应变分布，得到关键部位虚拟裂纹0.8mm范围内在峰值载荷和谷值载荷下的循环应力应变分布，以及关键部位的有效拉伸变形功weq，weq由公式(1)和公式(2)计算。步骤二：模拟件构型初步选择根据结构件关键部位的特点，初步选择确定一种模拟件的构型形式，典型的有：1)大R应力集中板这种样式用于模拟轮盘中心孔的孔边疲劳过程。模拟件的试验段半径R约等于1/2结构件孔径，模拟件厚度可以小于轮盘中心孔厚度，但不要改变其平面应力或平面应变的性质。单向拉伸大R应力集中板结构如图2所示。调整板宽W可调整R边附近的应变分布。2)小R应力集中板对于轮盘螺栓孔等直径不太大的孔，可以用小R应力集中板来模拟。圆角RA约等于1/2孔径，模拟件厚度可以小于轮盘螺栓孔厚度，但不要改变其平面应力或平面应变的性质。单向拉伸小R应力集中板结构如图3所示。调整板宽比W/L可调整R边附近的应变分布。步骤三：模拟件设计优化设计优化采用线弹性计算，根据确定的优化目标，改变模拟件的几何参数，使模拟件和真实构件虚拟裂纹工程裂纹长度内应力应变的分布一致。如果通过调整几何参数不能满足要求，则需要重新设计模拟件结构。步骤四：弹塑性校核采用和真实构件实际工作中或试验循环一致的循环载荷，分别对构件和模拟件进行弹塑性计算，并比较模拟件和构件的有效拉伸变形功，如果差异过大，则需要重新调整模拟件几何参数，直到模拟件和构件的有效拉伸变形功的差异满足精度要求。本专利技术的优点在于本专利技术所提出的模拟件设计方法从理论上来讲适应性本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于包括如下步骤：/nS1：在工作应力循环下，对结构件建模，并进行有限元分析；得到关键部位虚拟裂纹上工程裂纹长度范围内在峰值载荷和谷值载荷下的循环应力应变分布，以及关键部位的有效拉伸变形功w

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于包括如下步骤：
S1：在工作应力循环下，对结构件建模，并进行有限元分析；得到关键部位虚拟裂纹上工程裂纹长度范围内在峰值载荷和谷值载荷下的循环应力应变分布，以及关键部位的有效拉伸变形功weq，weq由公式(1)和公式(2)计算
公式(1)
公式(2)
公式(1)中，定义从第一主应力σ1最大点开始沿σ1梯度最大方向为虚拟裂纹，a是指虚拟裂纹上的一点和第一主应力σ1最大点的距离；
Rσ为应变比，σm为平均应力，σa为应力幅，εae为弹性应变幅，εap为塑性应变幅，n'为循环应变硬化指数，w的物理意义为单位体积内的拉伸应变能，单位为MJ/m3；
公式(2)中，a0为工程裂纹长度，有效拉伸变形功的单位仍然是MJ/m3，物理意义是拉伸应变能在工程裂纹长度虚拟裂纹上的平均值；
S2：初步选择模拟件构型：
根据结构件关键部位的特点，初步选择确定一种模拟件的构型形式；
S3：模拟件设计优化：
改变模拟件的几何参数，使模拟件和真实构件虚拟裂纹工程裂纹长度内应力应变的分布一致，如果通过调整几何参数不能满足要求，则需要重新设计模拟件结构；
S4：弹塑性校核
采用和真实构件实际工作中或试验循环一致的循环载荷，分别对构件和模拟件进行弹塑性计算，并比较模拟件和构件的有效拉伸变形功，如果差异过大，则需要重新调整模拟件几何参数，直到模拟件和构件的有效拉伸变形功的差异满足精度要求。


2.根据权利要求1所述的航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于，步骤S1中，定义虚拟裂纹工程长度a0...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑小梅，范天宇，张生良，孙燕涛，付志忠，程钰锋，何秀然，
申请(专利权)人：北京航空工程技术研究中心，
类型：发明
国别省市：北京;11