[發明專利]一種渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗件及設計方法

有效

• 申請號: 202010885679.2
• 申請日: 2020-08-28
• 公開（公告）號: CN112100765B
• 公開（公告）日: 2022-08-26
• 發明（設計）人: 胡殿印;王榮橋;鄢林;毛建興
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17;G06F30/23;G06F119/14;G06F119/04
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 安麗;賈玉忠

一種渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗件設計方法，獲取帶孔渦輪盤的幾何模型，對非關鍵區域進行簡化；獲取渦輪盤的工況條件以及各工況條件下的材料性能參數；建立帶孔輪盤的有限元分析模型，計算獲得孔邊等效應力最大點以及應力梯度；以帶中心孔的平板試件為基本形狀，以單軸拉伸加載為基本載荷形式，設計渦輪盤孔結構試驗件的考核段，通過調整試驗件寬度、微調拉伸載荷大小等方式，使試驗件孔邊應力集中處的最大應力值和分布符合真實結構的情況；調整試驗件的厚度、激振力的頻率和大小等方式，使得孔邊最大振動應力值等于真實輪盤孔結構的最大振動應力值，并保證上述載荷均在高低周復合疲勞試驗系統的最佳工作范圍內；設計試驗件雙楔形夾持端，保證夾持端低應力水平，過渡段低應力集中程度。

技術領域

本發明是一種針對航空發動機渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗件及設計方法，它是一種能夠考慮渦輪盤孔結構低周載荷水平、應力梯度、高周振動載荷以及冷擠壓工藝殘余應力的疲勞裂紋萌生試驗件設計方法，屬于航空航天發動機技術領域。

背景技術

航空發動機中渦輪盤和渦輪軸由于工作載荷和工作環境(溫度環境)的差異，往往采用兩種性能不同的材料，這導致輪盤與軸難以通過焊接形成整體結構，需要額外設計連接結構連接渦輪盤與渦輪軸。精密螺栓是一種航空發動機中最為常見的連接形式，在使用時需要在渦輪盤上開孔。渦輪盤上的孔結構特征往往會在局部區域造成應力集中，導致疲勞裂紋的萌生，因此為提高渦輪盤的裂紋萌生壽命，工業界開始采用冷擠壓工藝對孔結構進行強化。由于渦輪盤工作在高溫、高壓、高轉速等的復雜工作環境下，承受著由離心力引起的低周大載荷和由振動引起的高周小載荷，高低周復合疲勞是其主要的失效模式。為了有效地評估冷擠壓強化工藝對渦輪盤孔結構裂紋萌生壽命的影響，需開展大量的高低周復合疲勞試驗，而基于標準件的疲勞試驗難以施加高周載荷，因此需要設計適用于高低周復合疲勞的冷擠壓強化孔結構試驗件，在實驗室環境下模擬真實載荷，獲得相應裂紋萌生壽命。

目前大部分文獻中的疲勞試驗件設計方法僅針對單一失效模式下，如低周疲勞的結構模擬件，對渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗件的設計方法沒有公開報道。王榮橋等在參考文獻(專利申請號：201810808785.3)中提出一種渦輪盤榫槽裂紋擴展模擬件設計方法。該方法主要針對渦輪榫槽結構設計裂紋擴展試驗的模擬件，此外存在以下幾點局限：(1)設計所考慮的載荷僅為單軸的低循環載荷；(2)沒有給出雙楔形面夾持端的設計原則與流程；(3)對考核截面應力分布沿寬度方向均與真實結構一致，過于嚴苛，加大了試驗件設計難度，不適用于裂紋萌生試驗模擬件的設計。

而本發明則很好地解決了文獻中設計方法的不足。

發明內容

本發明的技術解決方案：旨在填補現有的技術空白，提供一種渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗件及設計方法，能夠充分反映發動機工作狀態下渦輪盤孔結構的低周載荷水平、應力梯度、高周振動載荷以及冷擠壓工藝殘余應力，能夠有效進行渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗，服務與支撐航空發動機渦輪盤孔結構設計與冷擠壓強化工藝設計。

本發明的技術解決方案：一種渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗件，所述試驗件整體為一平板式試驗件，按各部分功能劃分為三段，中間部分是由帶孔的等厚平板組成的試驗考核部位，兩端則是各自由兩對斜面組成的雙楔形夾持端。

所述帶孔的等厚平板中的孔為圓孔，直徑范圍為5-15mm，由實際結構和孔擠壓工藝確定；平板的厚度范圍為1.5-4mm。

所述雙楔形夾持端，由兩對斜面組成，斜面與等厚平板表面的法向所成外角范圍為90°-110°。

所述試驗件考核部分與雙楔形夾持端的長度比例范圍為1.5-2.5；孔邊緣距側邊的距離應大于1.5倍孔半徑。

本發明的一種渦輪盤冷擠壓強化孔結構的高低周復合疲勞試驗件設計方法，包括如下步驟：