[发明专利]一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法

说明书

本发明公开了一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法，计算评估燃烧室机匣的孔结构特征部位影响边界，确定模拟该孔结构特征的试件局部和总体形貌；并与同规格虚拟裂纹前缘应力强度因子分布一致性条件，对孔结构特征模拟试件的局部尺寸和载荷模式进行优化设计。通过优化模拟试件中模拟孔结构特征段尺寸，使其虚拟裂纹的应力强度因子随裂纹尺寸的分布与实际燃烧室机匣中同规格裂纹前缘的应力强度因子分布一致，一方面将双变量空间的应力等效设计问题转变为一维单变量空间的应力强度因子等效设计问题，另一方面使模拟试件在足够的裂纹萌生与扩展区域内与实际结构的疲劳过程保持一致，进一步提高燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计的准确性。

技术领域

本发明涉及一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法，属于航空发动机疲劳与损伤容限技术领域。

背景技术

燃烧室机匣上在油孔、气孔、点火孔和孔探孔等孔结构区域具有显著的应力集中，这些应力集中区域是影响燃烧室机匣结构疲劳寿命的危险特征部位。鉴于航空发动机燃烧室结构复杂，价格昂贵，开展燃烧室部件乃至整机疲劳试验来评估机匣孔结构特征对于结构疲劳寿命的影响，周期长且价格昂贵。而通过设计和开展大量模拟机匣孔结构特征的元件，并开展孔结构特征元件级疲劳试验或裂纹扩展试验，不仅经济而且周期短，数据更可靠，日渐成为工程中评估燃烧室机匣孔结构疲劳寿命和裂纹扩展寿命的重要手段，而模拟孔结构的特征元件设计的准确性则成为决定燃烧室结构疲劳寿命和裂纹扩展寿命评估结果可信度的关键。

一般地，裂纹萌生点为结构表面第一主应力点最大值点，也称为危险点，裂纹扩展平面为第一主应力法平面。除材料性能参数外，法平面上的双向应力梯度是影响结构危险点处裂纹萌生和扩展的主要因素。因此在设计模拟孔结构特征的元件(试件)时，首先要保证试件与机匣孔结构的材料和环境温度等相同，另外就是要保证二者的第一主应力法平面上的双向应力梯度相同，前者通常容易保证，而后者则成为模拟孔结构特征元件等效设计的重点和难点，也是结构特征元件(试件)设计的终极目标。实际设计中，双向应力梯度往往难以参量化描述，且元件应包含的机匣孔结构边界难以定量界定，目前已公开的文献和专利中尚未见报道。

现有文献“陆山,王春光,陈军.任意最大应力梯度路径轮盘模拟件设计方法[J].航空动力学报,2010(09):2000-2005.”提出了第一主应力最大梯度路径和路径上的主应力分布一致原则的轮盘二维模拟试件设计方法，仅考虑了一个方向的应力梯度。

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(10):83-88.”和“郑小梅,孙燕涛,杨兴宇,等.某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔低循环疲劳模拟件设计[J].航空动力学报,2018,33(10):56-63.”均采用了最大应力点部位0.8mm(工程裂纹长度)之内的第一主应力和应变的等效设计原则进行模拟件设计，但未考虑裂纹扩展后的应力等效。

现有专利CN201810796385.5《一种压气机盘螺栓孔模拟件设计方法》提出轮盘螺栓孔边周向应力最大点某一距离以内存在明显变化，而在距离之外基本稳定不变，则以该距离内孔边周向应力分布(应力值和应力梯度)的一致性作为优化目标来设计螺栓孔模拟件，未考虑其他方向的应力梯度。

现有专利CN201810808785.3《一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法》公开通过比较方形模拟件上角裂纹应力强度因子与断裂韧度值计算临界裂纹长度，进一步地，确定模拟件的厚度为临界裂纹长度的一半以上。一方面方形截面角裂纹应力强度因子计算采用手册计算公式，另一方面这一措施的目的仅为保证裂纹具有足够的扩展空间而未考虑实际轮盘中裂纹的扩展情况。

通过应力强度因子权函数理论可知，决定裂纹前缘应力强度因子的因素有两个，分别为裂纹体假设无裂纹时沿原裂纹面上的应力分布以及几何因素(即权函数)。那么对于两种局部几何相似的裂纹体而言，两者几何因素相同，若应力强度因子分布也相同则可说明两者裂纹面上的应力分布是相似的。根据以上原理可通过应力强度因子分布指示两种结构裂纹扩展平面上的双变量应力分布的一致性。