[發明專利]航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法

在審

• 申請號: 202110448932.2
• 申請日: 2021-04-25
• 公開（公告）號: CN113283022A
• 公開（公告）日: 2021-08-20
• 發明（設計）人: 鄭小梅;范天宇;張生良;孫燕濤;付志忠;程鈺鋒;何秀然
• 申請（專利權）人: 北京航空工程技術研究中心
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17;G06F30/15;G06F30/23;G06F119/02;G06F119/14
• 代理公司: 北京翔石知識產權代理事務所(普通合伙) 11816
• 代理人: 李勇

1.一種航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于包括如下步驟：

S1：在工作應力循環下，對結構件建模，并進行有限元分析；得到關鍵部位虛擬裂紋上工程裂紋長度范圍內在峰值載荷和谷值載荷下的循環應力應變分布，以及關鍵部位的有效拉伸變形功w_eq，w_eq由公式(1)和公式(2)計算

公式(1)

公式(2)

公式(1)中，定義從第一主應力σ₁最大點開始沿σ₁梯度最大方向為虛擬裂紋，a是指虛擬裂紋上的一點和第一主應力σ₁最大點的距離；

R_σ為應變比，σ_m為平均應力，σ_a為應力幅，ε_ae為彈性應變幅，ε_ap為塑性應變幅，n'為循環應變硬化指數，w的物理意義為單位體積內的拉伸應變能，單位為MJ/m3；

公式(2)中，a₀為工程裂紋長度，有效拉伸變形功的單位仍然是MJ/m³，物理意義是拉伸應變能在工程裂紋長度虛擬裂紋上的平均值；

S2：初步選擇模擬件構型：

根據結構件關鍵部位的特點，初步選擇確定一種模擬件的構型形式；

S3：模擬件設計優化：

改變模擬件的幾何參數，使模擬件和真實構件虛擬裂紋工程裂紋長度內應力應變的分布一致，如果通過調整幾何參數不能滿足要求，則需要重新設計模擬件結構；

S4：彈塑性校核

采用和真實構件實際工作中或試驗循環一致的循環載荷，分別對構件和模擬件進行彈塑性計算，并比較模擬件和構件的有效拉伸變形功，如果差異過大，則需要重新調整模擬件幾何參數，直到模擬件和構件的有效拉伸變形功的差異滿足精度要求。

2.根據權利要求1所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，步驟S1中，定義虛擬裂紋工程長度a₀為0.8mm。

3.根據權利要求1所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，步驟S1中，在對結構件進行有限元建模時，在危險部位及附近應盡量使用六面體單元，并保證足夠的節點密度，必要時應采用子結構，確保關鍵部位虛擬裂紋0.8mm范圍內至少10個以上節點數。

4.根據權利要求1所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，步驟S2中，根據結構件關鍵部位的特點，選擇大R應力集中板，或小R應力集中板，其中：

大R應力集中板，模擬件的試驗段半徑R約等于1/2結構件孔徑，調整板寬W可調整R邊附近的應變分布。

小R應力集中板，圓角R_A約等于1/2孔徑，調整板寬比W/L可調整R邊附近的應變分布。

5.根據權利要求4所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，采用大R應力集中板模擬輪盤中心孔的孔邊疲勞過程。

6.根據權利要求4所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，采用小R應力集中板模擬輪盤螺栓孔等直徑不太大的孔的孔邊疲勞過程。

7.根據權利要求4所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，模擬件厚度可以小于構件關鍵部位的厚度，但不要改變其平面應力或平面應變的性質。

8.根據權利要求7所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，關鍵部位包括輪盤中心孔、輪盤螺栓孔等。

9.根據權利要求1所述的航空發動機結構低循環疲勞模擬件設計方法，其特征在于，步驟S3中，設計優化采用線彈性計算。