【技术实现步骤摘要】
一种CMC气冷涡轮导向叶片强度分散性评估方法
[0001]本专利技术涉及一种基于多尺度计算的CMC气冷涡轮导向叶片失效概率分析方法，属于复合材料细观结构强度计算领域。
技术介绍
[0002]陶瓷基复合材料(CMC)因其具有耐高温、耐腐蚀、密度低、力学性能优异等特点，成为了新一代航空发动机热端部件的理想材料。目前国内外已初步实现了CMC在涡轮外环、尾喷管调节片等静子件上的应用，而高压涡轮导向叶片是CMC静子件设计的难点，由于其在服役中承受较高的温度载荷，仍需采用气膜冷却等手段进行结构降温。
[0003]然而，气膜孔边在燃气、冷气共同作用下易产生较高温度梯度，引起应力集中，从而导致结构损伤。与金属气膜孔不同的是，由于气膜孔孔径与纱线尺寸在同一尺度，CMC气膜孔呈现较强的细观结构分散性，潜在失效模式复杂，给结构设计及强度分析带来极大挑战。目前公开的CMC涡轮导向叶片的研究均未考虑气膜孔的影响，需要开展CMC气冷涡轮叶片气膜孔细观结构表征，并研究其在服役条件下的失效概率分布。
[0004]CMC为典型的各向异性非线性...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种CMC气冷涡轮导向叶片强度分散性评估方法，其特征在于，包括以下步骤，步骤S1：建立含气膜孔的CMC气冷涡轮导向叶片的宏观几何模型；步骤S2：赋予步骤S1中所述的宏观几何模型等效各向异性热性能参数及力学性能参数，在给定工况下进行CMC气冷涡轮导向叶片结构性能的有限元分析，获得宏观几何模型的等效温度及应力分布；步骤S3：基于步骤S2中有限元分析的计算结果，选取宏观几何模型中气膜孔危险区域作为子模型建模对象，提取危险区域子模型的边界条件；步骤S4：对气膜孔细观结构进行参数化建模，再对气膜孔细观结构特征的形式进行分类，获得若干种不同的代表性气膜孔细观结构特征，并分别建立各代表性气膜孔细观子模型；步骤S5：将步骤S3中危险区域子模型的边界条件赋予步骤S4中建立的气膜孔细观子模型，赋予气膜孔细观子模型热性能参数及力学性能参数，基于渐进损伤算法，获得各代表性气膜孔细观子模型的应力分布及失效模式；步骤S6：统计步骤S4获得的若干种不同的代表性气膜孔细观结构特征的出现概率，基于步骤S5中获得的各代表性气膜孔细观子模型的应力分布及失效模式，评估CMC气冷涡轮导向叶片气膜孔的失效概率。2.根据权利要求1所述的一种CMC气冷涡轮导向叶片强度分散性评估方法，其特征在于，所述的步骤S2中，所述的各向异性热性能参数及力学性能参数具体为包括材料的密度、导热系数、热膨胀系数、比热容、弹性模量和泊松比，所述的给定工况为模拟CMC气冷涡轮导向叶片真实服役的高温燃气冲击和气膜冷却工况。3.根据权利要求1所述的一种CMC气冷涡轮导向叶片强度分散性评估方法，其特征在于，所述的步骤S3中，所述的危险区域指CMC气冷涡轮导向叶片气膜孔边应力分布中应力最大的区域，所述的危险区域子模型的边界条件包括温度及位移边界。4.根据权利要求1所述的一种CMC气冷涡轮导向叶片强度分散性评估方法，其特征在于，所述的步骤S4中，对气膜孔细观结构进行参数化建模的步骤为：对2D平纹编织CMC结构进行细观参数化，2D平纹编织CMC结构含有经纱、纬纱、基体和孔隙四种细观组分，其中，将经纱和纬纱简化为等密度排布，纱线的横截面简化为椭圆，椭圆长半径为fa，椭圆短半径为fb，单位为mm，取正弦函数模拟纱线走向，正弦函数表达式为式中A为正弦函数的幅值，T为正弦函数周期，经纱和纬纱有两种不同走向的纤维束类型，两种不同走向的纤维束拟合的正弦函数曲线的周期和振幅相等，相位相反，第二正弦函数表示为将基体简化为包裹着所有纱线外圈、等厚度的椭圆环，基体的厚度为m，基体包裹纱线结构厚度为z，单位为mm，沿基体包裹纱线结构厚度方向阵列间距为dz，dz由结构厚度z和结构件编织层数决定，使用上述参数运用建模软件，首先对基体包裹经纱进行布尔运算，去除基体干涉至经纱的部分，得到经纱单元模型...
【专利技术属性】
技术研发人员：尤超，任韦兴，张彤，高希光，孙杰，宋迎东，
申请(专利权)人：南京航空航天大学无锡研究院，
类型：发明
国别省市：
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