CMC导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法技术

本发明专利技术公开了CMC导向叶片叶身‑缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，包括如下步骤：第一步，建立CMC涡轮导向叶片全尺寸宏观模型；第二步，获取获取CMC涡轮导向叶片服役工况下应力分布；第三步，提取CMC涡轮导向叶片高应力区，即叶身‑缘板连接部位；第四步，建立特征模拟件；第五步，优化设计载荷特点以确定CMC导向叶片叶身‑缘板连接模拟件的载荷大小及角度方向；第六步，展开CMC涡轮导向叶片叶身‑缘板连接区的特征模拟件高温静强度试验。本发明专利技术可以获得连接结构的承载能力大小与失效模式类型。相比于传统方法，可更为经济、有效的预测CMC导向叶片叶身‑缘板连接结构的失效行为。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空发动机涡轮叶片的，尤其涉及cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法。

技术介绍

1、陶瓷基复合材料(cmc)具有耐高温、耐腐蚀、密度低、力学性能优异等特点，是高性能航空发动机热端部件的重要候选材料。将cmc应用于涡轮导向叶片和涡轮转子叶片可以最大程度发挥cmc耐高温的优势，从而大幅度提高发动机的性能。

2、涡轮导向叶片服役时承受高温气流冲击，是航空发动机中经受热载荷最严重的部件。同时，随着新一代发动机推重比的不断提升，其叶身表面的气动载荷也日益增大。因此其叶身-缘板连接部位存在失效风险。通过对涡轮导向叶片展开高温环境下的模拟气动载荷试验获取其强度可靠性是航空发动机研制的重要一环。

3、目前，叶身-缘板连接可大体分为组装式和一体式两种。组装式连接以销钉连接为典型，一体式连接是指叶身与缘板为同一块纤维布翻折而成。可以看出，组装式连接存在纤维不连续的缺点，而一体式连接存在叶身-缘板连接处易发生由纤维布翻边或加纱产生的缺陷，因此叶身-缘板的连接区域，在高气动载荷作用下，存在连接强度问题，容易引起失效风险，是c本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.CMC导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的CMC导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，步骤一中，CMC涡轮导向叶片全尺寸真实结构宏观几何模型包含叶片的叶型、上下缘板和冷却结构特征。

3.根据权利要求1所述的CMC导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，步骤二中，宏观几何模型各向异性热/力性能参数包括导热系数、热膨胀系数、材料密度、弹性模量和泊松比。

4.根据权利要求1所述的CMC导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于...

【技术特征摘要】

1.cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，步骤一中，cmc涡轮导向叶片全尺寸真实结构宏观几何模型包含叶片的叶型、上下缘板和冷却结构特征。

3.根据权利要求1所述的cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，步骤二中，宏观几何模型各向异性热/力性能参数包括导热系数、热膨胀系数、材料密度、弹性模量和泊松比。

4.根据权利要求1所述的cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，步骤二中，所述的指定工况为cmc涡轮导向叶片的真实服役工况，服役工况下cmc涡轮导向叶片受热载荷及气动载荷共同作用。

5.根据权利要求1所述的cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，步骤四中，研究对象主要特征包括叶型特征和叶身-下缘板连接特征，次要特征包括上缘板和冷却结构。

6.根据权利要求5所述的cmc导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特...

【专利技术属性】
技术研发人员：严俊伟，尤超，于国强，孙杰，高希光，宋迎东，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：