[发明专利]一种涡轮叶盘结构寿命可靠性设计方法

说明书

技术领域

本发明是一种针对航空发动机涡轮叶盘结构寿命的可靠性设计方法，它是一种能够考虑材料、几何等因素分散性的设计方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

航空发动机是一种极限产品，工作在高温、高压、高转速等的复杂载荷/环境下；发动机性能及安全性指标的提高，要求发动机重量轻、长寿命、高可靠性(如，安全飞行对发动机结构件则要求低的破坏概率，可达10^-5-10^-7次/飞行小时)。目前，现役和在役发动机的结构重(性能不过关)且不保证可靠。究其原因，在设计过程中，结构某些部位进行了偏保守的设计，会导致其它部位偏于危险，且危险不可控。这主要是由于未考虑设计输入随机性、未考虑寿命可靠性设计造成的。

传统的安全寿命设计常采用分散系数来反映结构的分散度，为保证安全，目前给定的分散系数偏大，造成结构冗余，给减重带来挑战。因此，涡轮叶盘结构寿命的可靠性设计是高功重比发动机必须采用的手段之一。

目前传统涡轮叶盘结构设计方法主要是以确定性设计为主，并结合部分实验内容，难以准确给出结构的实际寿命，量化结构的失效风险。

发明内容

本发明技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种涡轮盘结构寿命可靠性设计方法，能够给出准确的实际寿命，量化结构的失效风险。

本发明技术解决方案：一种涡轮叶盘结构寿命可靠性设计方法，概括起来，主要包括：初始方案设计、确定性详细设计、失效模式的寿命可靠性设计、组合风险评估和设计决策五个部分。寿命可靠性设计包括可能引起涡轮叶盘结构破坏的多种失效模式(如疲劳、蠕变、耦合失效等)的寿命可靠性设计，其中考虑载荷(包括温度、转速)、材料和几何尺寸等随机因素造成的寿命分散性；将失效模式的组合风险和涡轮叶盘结构重量作为设计决策函数，若不满足设计要求，需重新修改设计直到满足涡轮叶盘结构高性能和高可靠性的双重指标。

实现步骤如下：

(1)初始涡轮叶盘结构方案设计：依据传统的强度分析方法设计确定涡轮叶盘结构的初始方案，同时确定涡轮叶盘结构的几何形状，并计算得到初始方案的重量，为后面的设计决策提供数据依据；

(2)确定性详细设计：针对涡轮叶盘选取的材料，通过材料性能试验或材料数据手册，获取该材料必须的材料属性，必须的材料属性包括弹性模量、泊松比、疲劳寿命等；通过传热分析或实际测量，获取涡轮叶盘结构的温度谱；通过外场发动机工作数据统计，获得发动机的转速谱，然后结合温度谱和转速谱这两种载荷谱获取涡轮叶盘结构工作时最危险的温度场和离心载荷，得到涡轮叶盘结构三维应力、应变分析所需的确定性载荷；以初始涡轮叶盘结构方案设计为基础，以选取的材料数量和确定性载荷为输入条件，进行涡轮叶盘结构的详细三维应力、应变分析分析，得到涡轮叶盘结构的应变、应力、位移的分布场；将涡轮叶盘结构确定性设计准则作为优化约束条件，依据确定性设计准则中对涡轮叶盘结构各考核部位应力、应变、变形量等指标值的具体要求，判断分析结果是否满足；若不满足确定性设计准则要求，则返回设计支持，即以各环节分析结果、专家意见等信息作为支持查找原因，修改涡轮叶盘结构的几何形状，直到满足确定性设计准则为止；

(3)失效模式的寿命可靠性设计：在确定性详细设计的基础上，分析影响涡轮叶盘结构的几何、载荷、材料随机因素及其分布特征；针对涡轮叶盘结构，以应力、温度、失效风险等参数水平进行区域划分，针对不同区域的不同失效模式，如盘心易发生的低循环疲劳失效，盘缘易发生的疲劳-蠕变失效，建立多失效模式的寿命模型，所述多失效模式包括低循环疲劳、裂纹扩展、蠕变、疲劳-蠕变、高低周复合疲劳失效模式，抽样计算得到各失效模式下涡轮叶盘结构的寿命分布，进一步计算各失效模式下结构的可靠性；针对寿命概率准则中对各种失效模式的具体要求，对寿命可靠性分析结果进行评估；如结构可靠性结果不满足寿命概率准则要求，则返回设计支持，即以各环节分析结果作为支持查找原因，修改涡轮叶盘结构几何形状；

(4)组合风险评估：基于各失效模式的寿命可靠性分析结果，对各失效模式的风险水平进行组合风险评估，计算涡轮叶盘结构的整体失效概率；

(5)设计决策：依据步骤(1)中涡轮叶盘结构设计的重量，结合步骤(4)中组合风险评估确定的整体失效概率结果进行设计决策；若重量、强度、寿命、可靠性等各项技术指标(什么各项技术指标)满足要求，则完成设计；否则转入设计支持，即以各环节分析结果作为支持查找原因，返回初始结构方案，对尺寸或材料进行修改；再次重复步骤(2)至(5)，如此反复进行直到满足要求。