[发明专利]一种获取航空发动机的叶盘轴颈焊接方式的方法

权利要求书

1.一种获取航空发动机的叶盘轴颈焊接方式的方法，该方法包括以下步骤：

步骤1：确定航空发动机中的叶盘与轴颈的构型，并且根据确定的构型建立叶盘与轴颈的三维实体模型；

步骤2：将步骤1中的叶盘与轴颈的三维实体模型进行有限元网格划分，形成叶盘与轴颈的实体模型的若干网格单元；

步骤3：对步骤2中划分好网格的三维实体模型进行分组，确定焊缝、焊接参考线、焊接起始单元、焊接起始点、焊接结束点、夹持条件、载荷、热传导表面；

步骤4：对叶盘和轴颈进行热源校核；

步骤4.1：采用如下双椭球模型作为焊接的热源模型；

其中，双椭球热源模型的前后两部分采用不同的表达式，在前半部分椭球内热源分布为：

后半部分椭球内热源分布的表达式为：

其中，Q＝ηUI，η为热源效率，U为焊接电压，I为焊接电流；a,b,c为椭球形状参数，f₁，f₂为前后椭球热量分布函数，且f₁+f₂＝2；

步骤4.2：叶盘与轴颈采用TC17钛合金材料；

步骤5：确定焊接电流、电压、焊接速度；

步骤6：根据步骤4、5选取的电子束焊接热源模型和上述材料物理参数计算焊接的热输入q；

其中,η为功率有效利用系数，I_n为焊接电流，U_n为焊接电压，v为焊接速度；

步骤7：根据步骤6得到的焊接热输入和热源生成量Φ_V，计算焊接时温度分布区域中的温度峰值点，确保峰值点保持在合理范围内，如果未在合理范围，通过步骤6中参数进行调节，根据下式计算温度峰值点：

其中，式中ρ为材料密度，T为温度，由步骤4中确定，C_L为比热容系数，K_x，K_y，K_z为x,y,z方向上的热传导系数，设定传导系数各向同性，因此有：

K_x(T)＝K_y(T)＝K_z(T)；

步骤8：确定叶盘和轴颈的边界，根据设置的各项机械性能参数，计算焊缝的纵向收缩量ΔL为：

其中，ε＝α[T₁-T₀]，其中α为与温度无关的金属性能参数，T₁为温度峰值，T₀为初始温度，n为多层多道焊层数，K₁为与焊接方法、材料热膨胀系数、多层多道焊相关的系数，其值根据实际情况确定，F_H表示焊接线能量作用面积，L表示焊缝长度，F为工件截面积；

横向收缩量为其中β为固定的刚性指数，q为焊接线能量，σ表示横向残余应力，确保焊缝的纵向收缩量和横向收缩量处于合理的范围，如果未在合理范围，通过步骤6中参数进行调节。

2.如权利要求1所述的一种获取航空发动机的叶盘轴颈焊接方式的方法，其特征在于，所述步骤2的具体方法为：

步骤2.1：将步骤1中的三维实体模型，进行几何清理，首先删除模型中的自由节点，然后融合重合节点、重合单元，并进行重复确认；

步骤2.2：对三维实体模型选区六面体进行网格划分，将靠近焊缝区及近缝区划分为密网格，其他区域划分为疏网格；

步骤2.3：对划分好的网格进行质量检查；

步骤2.4：对划分结果进行单元边界检测，检测是否出现裂缝，若有裂缝，则进行填充。