一种涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法技术

本公开是关于一种涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，涉及涡轮叶片的疲劳寿命分析技术领域，该方法包括：根据模拟件中的目标应力集中部位的几何参数，确定所述目标应力集中部位的根部半径；根据所述目标应力集中部位根部半径确定目标应力分布函数，并根据所述目标应力分布函数确定所述目标应力集中部位的第一最大应力值；确定所述目标应力集中部位的基准应力值，并根据所述基准应力值以及所述第一最大应力值，确定所述目标应力集中部位的应力集中系数；根据所述应力集中系数确定所述目标应力集中部位的第二最大应力值，并根据所述第二最大应力值对所述应力集中部位模拟件的疲劳极限进行预测。本公开提高了疲劳极限值的准确率。

【技术实现步骤摘要】

本公开实施例涉及涡轮叶片的疲劳寿命分析，具体而言，涉及一种涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法。

技术介绍

1、近年来，随着航空发动机性能需求的不断提升，具有高转速、高效率、大推重比以及高可靠性的航空发动机已成为其发展趋势；同时，航空发动机的涡轮进口温度也随之持续提高。

2、涡轮叶片作为航空发动机的核心组件，长期服役于高温、高压以及高转速的工作环境，因此其不仅承受着转动产生的离心力载荷、气动力产生的气动载荷以及高温产生的热载荷，还承受着强迫振动或自激振动引起的共振、喘振以及颤振等载荷，致使涡轮叶片的静动应力水平均较高，因而容易引发高周疲劳失效，并严重影响了航空发动机的安全。

3、统计数据表明，叶片断裂是航空发动机事故中最常见的失效原因之一；其中，约70％的叶片断裂事故由振动引发的高周疲劳失效所致，而高周疲劳失效通常起源于涡轮叶片的应力集中部位等特征部位；也即，由于涡轮叶片的应力集中部位破坏了涡轮叶片结构的完整性，往往导致其局部应力水平显著高于周围区域(也即存在应力集中效应)，进而使得叶片的高周疲劳性能大幅降低。

4本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，根据应力集中部位模拟件中的目标应力集中部位的几何参数，确定目标应力集中部位的根部半径，包括：

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，根据所述涡轮叶片几何模型确定应力集中部位模拟件，包括：

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，根据所述目标应力集中部位根部半径确定目标应力分布函数，包括：

5.根据权利要求1所述...

【技术特征摘要】

1.一种涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，根据应力集中部位模拟件中的目标应力集中部位的几何参数，确定目标应力集中部位的根部半径，包括：

3.根据权利要求2所述的涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，根据所述涡轮叶片几何模型确定应力集中部位模拟件，包括：

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片应力集中部位高周疲劳极限的预测方法，其特征在于，根据所述目标应力集中部位根部半径确定目标应力分布函数，包括：<...

【专利技术属性】
技术研发人员：李磊，曲一心，李铁，宋誉宇，李佳，赵玉杰，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：