[发明专利]一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法

说明书

本发明公开了一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法，所述涡轮叶片振动疲劳模拟件包括：夹持段；叶身段，固定在所述夹持段上且横截面形状具对称性，所述叶身段的根部中的叶背根部与前缘根部的振动应力比与设计的涡轮叶片模型的振动模态分析的叶盆/背危险点振动应力比相等，所述叶身段的长度L使得涡轮叶片振动疲劳模拟件的一阶弯曲固有频率与设计的涡轮叶片模型的一阶弯曲固有频率相同；模拟叶根圆角，设置在所述叶身段根部与夹持段的连接处，且半径与设计的涡轮叶片模型的叶根倒圆半径相同。本发明设计的涡轮叶片振动疲劳模拟件结构形式简单，没有复杂的高次曲面，制造、加工和试验的成本低，快速获取叶片振动疲劳性能，评价周期短、成本低。

技术领域

本发明涉及涡轮叶片检测技术领域，特别地，涉及一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法。

背景技术

目前对涡轮叶片振动疲劳性能的研究是通过全尺寸的设计的涡轮叶片振动疲劳试验实现。然而涡轮叶片从设计出图到模具制造再到叶片铸造需要漫长的过程，并且设计的涡轮叶片价格高昂，导致试验成本居高不下。为了降低试验成本，只能开展数量十分有限的试验，限制了涡轮叶片的振动疲劳可靠性评价。

现有技术需要采用全尺寸设计的涡轮叶片进行试验，而全尺寸的涡轮叶片从设计出图到模具制造再到叶片铸造需要漫长的过程，并且设计的涡轮叶片的制造、加工和试验成本高昂，导致涡轮叶片振动疲劳性能的评价周期漫长，成本高昂。

发明内容

本发明一方面提供了一种涡轮叶片振动疲劳模拟件，以解决目前的涡轮叶片振动疲劳试验由于采用全尺寸的设计的涡轮叶片导致评价周期漫长，成本高昂的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种涡轮叶片振动疲劳模拟件，包括：

夹持段，用于试验时固定在试验台上；

叶身段，固定在所述夹持段上且横截面形状具对称性，所述叶身段的根部中的叶背根部与前缘根部的振动应力比与设计的涡轮叶片模型的振动模态分析的叶盆/背危险点振动应力比相等，所述叶身段的长度L使得涡轮叶片振动疲劳模拟件的一阶弯曲固有频率与设计的涡轮叶片模型的一阶弯曲固有频率相同；

模拟叶根圆角，设置在所述叶身段根部与夹持段的连接处，所述模拟叶根圆角的半径R3与设计的涡轮叶片模型的叶根倒圆半径相同。

进一步地，所述夹持段为立方体形状，其尺寸可包容住叶身段。

进一步地，所述叶身段的横截面轮廓包括：

叶背模拟圆弧段，所述叶背模拟圆弧段的半径R1等于设计的涡轮叶片模型的叶根截面中叶背模态振动应力最大处的相切圆半径；

两个前缘模拟圆弧段，凹面相对地对称分布在所述叶背模拟圆弧段对称线左右两侧，且所述前缘模拟圆弧段的半径R2等于设计的涡轮叶片模型的叶根截面中前缘模态振动应力最大处的相切圆半径，两个前缘模拟圆弧段的圆心距离为L1，两个前缘模拟圆弧段的圆心与叶背模拟圆弧段中点的连线中间设有夹角θ1，

倒圆段，与所述叶背模拟圆弧段的凹凸方向一致且圆心位于叶背模拟圆弧段的对称线上；

相切直线，相切地连接在两个前缘模拟圆弧段和所述叶背模拟圆弧段之间、两个前缘模拟圆弧段和倒圆段之间。

进一步地，夹角θ1、圆心距离L1、倒圆段的半径R4的大小通过迭代模态分析获得，直到叶背根部与前缘根部的振动应力比与设计的涡轮叶片模型的振动模态分析的叶盆/背危险点振动应力比相等。

进一步地，所述叶身段的长度L的大小通过迭代模态分析获得，直到涡轮叶片振动疲劳模拟件的一阶弯曲固有频率与设计的涡轮叶片模型的一阶弯曲固有频率相同。

本发明另一方面还提供了一种涡轮叶片振动疲劳模拟件的设计方法，包括步骤：