[发明专利]一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法

说明书

一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，获取带孔涡轮盘的几何模型，对非关键区域进行简化；获取涡轮盘的工况条件以及各工况条件下的材料性能参数；建立带孔轮盘的有限元分析模型，计算获得孔边等效应力最大点以及应力梯度；以带中心孔的平板试件为基本形状，以单轴拉伸加载为基本载荷形式，设计涡轮盘孔结构试验件的考核段，通过调整试验件宽度、微调拉伸载荷大小等方式，使试验件孔边应力集中处的最大应力值和分布符合真实结构的情况；调整试验件的厚度、激振力的频率和大小等方式，使得孔边最大振动应力值等于真实轮盘孔结构的最大振动应力值，并保证上述载荷均在高低周复合疲劳试验系统的最佳工作范围内；设计试验件双楔形夹持端，保证夹持端低应力水平，过渡段低应力集中程度。

技术领域

本发明是一种针对航空发动机涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法，它是一种能够考虑涡轮盘孔结构低周载荷水平、应力梯度、高周振动载荷以及冷挤压工艺残余应力的疲劳裂纹萌生试验件设计方法，属于航空航天发动机技术领域。

背景技术

航空发动机中涡轮盘和涡轮轴由于工作载荷和工作环境(温度环境)的差异，往往采用两种性能不同的材料，这导致轮盘与轴难以通过焊接形成整体结构，需要额外设计连接结构连接涡轮盘与涡轮轴。精密螺栓是一种航空发动机中最为常见的连接形式，在使用时需要在涡轮盘上开孔。涡轮盘上的孔结构特征往往会在局部区域造成应力集中，导致疲劳裂纹的萌生，因此为提高涡轮盘的裂纹萌生寿命，工业界开始采用冷挤压工艺对孔结构进行强化。由于涡轮盘工作在高温、高压、高转速等的复杂工作环境下，承受着由离心力引起的低周大载荷和由振动引起的高周小载荷，高低周复合疲劳是其主要的失效模式。为了有效地评估冷挤压强化工艺对涡轮盘孔结构裂纹萌生寿命的影响，需开展大量的高低周复合疲劳试验，而基于标准件的疲劳试验难以施加高周载荷，因此需要设计适用于高低周复合疲劳的冷挤压强化孔结构试验件，在实验室环境下模拟真实载荷，获得相应裂纹萌生寿命。

目前大部分文献中的疲劳试验件设计方法仅针对单一失效模式下，如低周疲劳的结构模拟件，对涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件的设计方法没有公开报道。王荣桥等在参考文献(专利申请号：201810808785.3)中提出一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法。该方法主要针对涡轮榫槽结构设计裂纹扩展试验的模拟件，此外存在以下几点局限：(1)设计所考虑的载荷仅为单轴的低循环载荷；(2)没有给出双楔形面夹持端的设计原则与流程；(3)对考核截面应力分布沿宽度方向均与真实结构一致，过于严苛，加大了试验件设计难度，不适用于裂纹萌生试验模拟件的设计。

而本发明则很好地解决了文献中设计方法的不足。

发明内容

本发明的技术解决方案：旨在填补现有的技术空白，提供一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件及设计方法，能够充分反映发动机工作状态下涡轮盘孔结构的低周载荷水平、应力梯度、高周振动载荷以及冷挤压工艺残余应力，能够有效进行涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验，服务与支撑航空发动机涡轮盘孔结构设计与冷挤压强化工艺设计。

本发明的技术解决方案：一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件，所述试验件整体为一平板式试验件，按各部分功能划分为三段，中间部分是由带孔的等厚平板组成的试验考核部位，两端则是各自由两对斜面组成的双楔形夹持端。

所述带孔的等厚平板中的孔为圆孔，直径范围为5-15mm，由实际结构和孔挤压工艺确定；平板的厚度范围为1.5-4mm。

所述双楔形夹持端，由两对斜面组成，斜面与等厚平板表面的法向所成外角范围为90°-110°。

所述试验件考核部分与双楔形夹持端的长度比例范围为1.5-2.5；孔边缘距侧边的距离应大于1.5倍孔半径。

本发明的一种涡轮盘冷挤压强化孔结构的高低周复合疲劳试验件设计方法，包括如下步骤：