[发明专利]一种离心叶轮凸台裂纹扩展特征模拟件设计方法

说明书

本发明涉及一种离心叶轮凸台裂纹扩展特征模拟件设计方法，获取离心叶轮的几何模型，测量凸台结构的过渡圆角半径、凸台径向长度；获取离心叶轮的工况条件以及工况条件下的材料性能参数；建立离心叶轮有限元分析模型，计算获得离心叶轮凸台部位的应力最大点；以矩形平板试件为基本形状，平板两侧对称位置带凸台结构，凸台与矩形板的过渡圆角半径、凸台径向长度与实际结构一致，通过调整试件长度方法，使模拟件临近凸台位置出现拉伸方向最大应力与实际结构一致，并保证应力梯度相同；校核模拟件的应力强度因子与试件厚度的关系，确定试件的厚度，所得模拟件能够模拟离心叶轮凸台结构的应力应变场，并可用于开展裂纹扩展试验。

技术领域

本发明涉及一种针对航空发动机离心叶轮凸台裂纹扩展特征模拟件设计方法，它是一种能够考虑离心叶轮结构应力集中、应力梯度的裂纹扩展特征模拟件设计方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

航空发动机中离心叶轮的复杂结构特征往往会在局部区域造成应力集中，导致裂纹远端载荷沿裂纹扩展路径呈非均匀分布。由于基于标准件的裂纹扩展试验，不能体现局部区域的应力集中，一般采用离散裂纹扩展步长的方式，在每个裂纹扩展增量上将载荷近似为均布载荷，当裂纹扩展增量减小到一定程度时，可获得较为接近的裂纹扩展规律。然而，由于局部应力集中越明显(局部应力梯度越大)，这种近似方法的偏差越大，因此，需要设计特征结构模拟件并开展裂纹扩展试验，在实验室环境下模拟局部应力集中，获得相应裂纹扩展规律。

现有专利CN201710255317.3《一种叶片结构模拟件的试验方法》针对叶片结构设计了疲劳寿命模拟件，其模拟件的设计原则主要为多个危险点的等效应力与实际结构相近，而未考虑危险点相邻区域的应力分布等效。

现有文献“杨兴宇,董立伟,耿中行,等.某压气机轮盘榫槽低循环疲劳模拟件设计与试验[J].航空动力学报,2008,23(10):1829-1834”根据压气机盘榫槽结构设计的低循环疲劳寿命试验，保证了模拟件的最大拉力、应力梯度、应变梯度与实际结构较为一致，但未进行裂纹扩展相关特性的设计与评估，试验件可应用于低循环疲劳寿命试验，而不能进行疲劳裂纹扩展试验。

发明内容

本发明技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种离心叶轮凸台裂纹扩展特征模拟件设计方法，能够充分地反映离心叶轮凸台的应力集中、应力梯度。

本发明技术解决方案：一种离心叶轮凸台裂纹扩展特征模拟件设计方法，结合离心叶轮静力分析结果，设计能够反映特征结构的裂纹扩展模拟件，实现了在实验室条件下模拟真实结构的裂纹扩展行为。实现步骤如下：

第一步，获取离心叶轮的几何模型，测量离心叶轮凸台的过渡圆角半径、离心叶轮凸台径向长度。所述几何模型指借助计算机辅助设计软件，按照实际工程需求设计完成的离心叶轮三维几何模型；所述过渡圆角半径指离心叶轮凸台与叶轮之间的过渡圆角的半径；所述凸台径向长度指离心叶轮凸台的径向长度。

第二步，获取离心叶轮的工况条件以及工况条件下的材料性能参数。所述工况条件包括离心叶轮的工作温度场、离心叶轮的工作转速；所述材料性能参数包括离心叶轮材料的密度；在工作温度下的弹性模量、泊松比、塑性本构参数和膨胀系数，断裂韧度值。离心叶轮的工作温度场通过传热分析或实际测量获取；离心叶轮的工作转速通过外场发动机工作数据统计获取；材料性能参数通过材料性能试验或材料数据手册获取。对于随温度变化的材料性能参数，获取整百摄氏度下的相应参数值，如100℃、200℃、300℃下的相应参数值，所取温度范围需将离心叶轮工作温度场中的最大值与最小值包含在内。

第三步，依据第一步的几何模型和第二步的工况条件以及工况条件下的材料性能参数，建立离心叶轮有限元分析模型，计算获得离心叶轮凸台在工况条件下的应力应变数据；所述

应力数据包括离心叶轮凸台的拉伸方向应力最大点的径向应力值和径向应力梯度。