[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片热机械疲劳考核截面非均匀应力场调试方法

说明书

本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片热机械疲劳考核截面非均匀应力场调试方法，包括(1)确定涡轮叶片三维模型，在计算机软件中建立涡轮叶片夹具三维模型并进行装配，根据涡轮叶片应力场考核要求确定考核截面各考核点应力的范围；(2)确定影响考核截面应力场分布的参数作为变量，抽取初始样本点并计算获得这些样本点的真实响应构建样本库；(3)根据样本库中的样本信息构建变量与响应之间的代理模型，利用代理模型输出最优化的影响考核截面应力场分布的参数；(4)在疲劳试验机上开展试验，调节夹具位置和疲劳试验机载荷，以获得满足要求的试验叶片考核截面应力场。本发明通过在有限元软件中调试确定夹具位置和试验机载荷的办法降低试验成本。

技术领域

本发明属于航空航天发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片热机械疲劳考核截面非均匀应力场调试方法。

背景技术

在航空发动机服役过程中，涡轮叶片所承受的热载荷与机械载荷交替变化，温度循环与应力循环相叠加所引起的热机械疲劳是其主要失效形式。与传统的等温低周疲劳、蠕变、蠕变-疲劳相比，热机械疲劳能够更为精准的刻画叶片复杂交变的多场耦合载荷特征以及多种损伤机制的竞争与协同，对于涡轮叶片寿命评估和故障分析等具有重要意义。为了实现对涡轮叶片服役过程中受载荷状况的精准描述，热机械疲劳试验对应力场的精度有较高的要求，不准确的应力场会影响试验结果的准确性，进而影响对叶片寿命的评估。现有技术中，在调节叶片的应力场时，如果直接在试验机上调试，试验成本极高，试验效率较低，影响涡轮叶片疲劳性能评估的进度。

现有文献“徐浩,李振磊,石多奇,王相平,杨晓光.叶根缘板过渡处特征模拟件双轴弯曲振动疲劳试验研究[J].推进技术,2022,43(01):254-260.”使用有限元整体建模，对夹具系统进行预应力模态分析，并未对应力场进行计算，且未采用代理模型提高优化效率。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供一种航空发动机涡轮叶片热机械疲劳考核截面非均匀应力场调试方法，在充分反映涡轮叶片在热机械疲劳时应力场分布的情况下，通过在有限元软件中调试确定夹具位置和试验机载荷的办法降低试验成本，并采用建立代理模型的方法提高调试效率，服务与支撑航空发动机涡轮叶片热机械疲劳试验。

本发明技术解决方案：

一种航空发动机涡轮叶片热机械疲劳考核截面非均匀应力场调试方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)建立包括上夹具、下夹具、上夹头、上叉子、下夹头、下叉子、前挡板、后挡板在内的涡轮叶片夹具三维模型并进行装配，根据涡轮叶片应力场考核要求确定涡轮叶片各考核点应力的范围；

(2)确定夹具相对位置、疲劳试验机载荷作为输入变量，在各输入变量取值范围内利用拉丁超立方抽样抽取初始样本点，对夹具与叶片组合体开展有限元模拟仿真计算，获得每一个样本点对应的考核截面应力场考核点应力值作为真实响应；对上述过程建立自动优化计算框架，并进行多次重复模拟计算构建样本库；

(3)根据样本库中的样本信息构建影响考核截面应力场分布的参数与叶片考核截面应力场考核点应力值之间的代理模型，利用代理模型计算并输出最优化的影响考核截面应力场分布的参数；

(4)在疲劳试验机上开展试验，根据所述步骤(3)的结果调节夹具相对位置和疲劳试验机载荷，以获得与步骤(3)中模拟结果相同的满足要求的试验叶片考核截面应力场。

进一步地，所述步骤(2)中，所述输入变量为：疲劳试验机载荷P、上夹头与上叉子相对距离L₁、上叉子与上夹具相对距离L₂、下夹具与下叉子相对距离L₃和下叉子与下夹头相对距离L₄。

进一步地，所述步骤(3)中最优化的影响考核截面应力场分布的参数确定依据为：在满足考核截面各考核点应力值均在应力场考核要求范围内的前提下，对各考核点误差通过系数分配法相结合组成加权总误差，选取令加权总误差最小的一组参数。