[发明专利]一种涡轮叶片气膜孔的孔边应力计算方法

说明书

本发明提供了一种涡轮叶片气膜孔的孔边应力计算方法，包括获取叶片整体坐标系下气膜孔位置的名义应力分量；将名义应力分量转换到构建的气膜孔局部标准坐标系下；计算在转换后的名义应力分量单位载荷下的二维椭圆孔理论解和三维椭圆直孔有限元仿真解；定义三维应力影响系数；构建三维应力影响系数数学模型；采用转换后获得的名义应力分量和三维应力影响系数对单位载荷下的二维椭圆孔理论解进行修正，即可计算任意材料泊松比、任意壁厚、任意椭圆长轴与短轴比例下涡轮叶片气膜孔不同孔边位置的应力。本发明设计的方法能对涡轮叶片不同几何参数的椭圆气膜孔的孔边各位置应力进行快速、准确的分析，且计算效率高、误差小。

技术领域

本发明属于航空发动机涡轮叶片设计领域，涉及气膜孔孔边应力计算技术，具体涉及一种涡轮叶片气膜孔的孔边应力计算方法。

背景技术

航空发动机涡轮叶片工作在高温燃气环境中，一般需要采用大量不同几何参数的气膜冷却孔（即气膜孔）以降低叶片温度水平，但是涡轮叶片上设计的气膜孔会破坏了材料的连续性，进而会引起明显的应力集中现象，当孔边应力过大时将影响涡轮叶片的工作寿命，因此需要对涡轮叶片上气膜孔的孔边开展应力分析，以判断结构涡轮叶片设计是否合理。

目前，气膜孔孔边应力通常采用二维标准椭圆孔理论近似计算或三维有限元数值仿真方法计算：

二维标准椭圆孔理论近似计算方法，采用《应力集中系数手册》中Inglis针对二维无限大带椭圆孔或圆孔平板，给出计算孔边应力分布（包括沿孔整圈位置）的计算公式，其原理是：将涡轮叶片气膜孔简化为二维椭圆孔（包括圆孔），采用二维标准椭圆孔理论公式近似计算获取叶身三维椭圆孔边应力水平。但是其在计算时，忽略了壁厚、泊松比等影响因素，将叶身上三维椭圆孔简化为平面二维椭圆孔，将气膜孔开孔位置平面内的名义主应力（不考虑开孔影响，气膜孔开孔位置的应力水平）作为平板各边受到的应力。该方法计算较为简单，能够快速得到二维带孔平板在两端施加拉应力时的椭圆孔边应力分布，但是在对涡轮叶片气膜孔的孔边应力计算时，由于没有考虑三维结构带来的泊松比、壁厚等对孔边应力的影响，进而使得部分气膜孔的孔边应力误差可超过40%，难以用于指导涡轮叶片气膜结构强度设计。

三维有限元数值仿真方法计算，通过对带气膜孔结构的涡轮叶片进行三维有限元建模，并开展数值仿真得到气膜孔孔边应力分布，即气膜孔孔边整圈的应力值。该方法的计算精度高，能够获取任意材料、任意结构特征的椭圆气膜孔在复杂应力状态下的孔边应力分布。但是由于涡轮叶片气膜孔数量众多（部分涡轮叶片气膜孔接近300个），不同位置的气膜孔的孔径及椭圆程度各不相同，对气膜孔逐一开展有限元建模工作将会耗费大量人力和时间成本，同时包含众多气膜孔结构特征的涡轮叶片有限元模型规模较大，数值仿真时会耗费大量的计算资源。

鉴于此，需要设计一种针对不同几何参数的气膜孔在复杂应力状态下的孔边应力分布快速、准确的分析方法，以实现准确描述不同材料、不同结构特征的气膜孔在复杂应力状态下的孔边应力分布。

发明内容

为解决通过现有二维标准椭圆孔理论近似计算不能准确描述不同材料、不同结构特征的气膜孔在复杂应力状态下的孔边应力分布，三维有限元数值仿真方法计算气膜孔应力时，计算量大，周期长，难以满足工程需要的问题，本发明设计了一种涡轮叶片气膜孔的孔边应力计算方法，该方法可以对不同材料、不同几何参数的气膜孔在复杂应力状态下的孔边各位置的应力进行快速、准确的分析，具有计算效率高、误差小，且可以满足设计周期要求的涡轮叶片气膜孔的优点。

实现发明目的的技术方案如下：一种涡轮叶片气膜孔的孔边应力计算方法，包括以下步骤：

S1、以气膜孔的长轴为X坐标，短轴为Y坐标建立气膜孔局部标准坐标系；

S2、获取叶片整体坐标系下气膜孔位置的名义应力分量；

S3、将名义应力分量转换到气膜孔局部标准坐标系下，获取转换后的名义应力分量；

S4、计算在转换后的名义应力分量单位载荷下的二维椭圆孔理论解和三维椭圆直孔有限元仿真解；