本發(fā)明涉及零部件壽命試驗領(lǐng)域，涉及一種考慮飛行損傷的渦輪轉(zhuǎn)子葉片加速壽命試驗載荷設(shè)計方法，主要應(yīng)用于航空發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子葉片的壽命試驗研究，為發(fā)動機渦輪葉片定壽、延壽提供技術(shù)支撐。

背景技術(shù)：

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)子葉片在運行中承受疲勞損傷和蠕變損傷的交互作用，是航空發(fā)動機故障多發(fā)件之一。渦輪轉(zhuǎn)子葉片的失效會直接影響發(fā)動機的維護成本，其壽命研究是發(fā)動機壽命研究的重要組成部分。理論上對結(jié)構(gòu)疲勞-蠕變壽命的預(yù)測方法仍不完善，故對葉片開展疲勞-蠕變壽命試驗研究是葉片設(shè)計和壽命研究中的重要環(huán)節(jié)。

如何確保試驗條件下的葉片損傷機理與外場飛行時一致，并且如何將葉片在試驗載荷下的損傷與實際飛行載荷下的損傷定量地關(guān)聯(lián)起來是葉片壽命試驗的關(guān)鍵問題。

目前的葉片壽命研究中很少考慮發(fā)動機實際飛行時的過渡態(tài)和地面維護數(shù)據(jù)，這樣直接影響了葉片在飛行載荷下?lián)p傷計算的準(zhǔn)確性；試驗載荷譜與飛行載荷下的損傷轉(zhuǎn)換關(guān)系也甚少提及，難以用葉片壽命試驗結(jié)果定量地說明葉片飛行載荷下的壽命；葉片加速壽命試驗載荷譜中應(yīng)力大小選取的合理性也很少提及。

設(shè)計一種考慮飛行譜損傷換算的葉片加速壽命試驗載荷譜對研究葉片壽命是十分必要的。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

發(fā)明目的：提出一種考慮飛行損傷的渦輪轉(zhuǎn)子葉片加速壽命試驗載荷設(shè)計方法，試驗結(jié)果能夠定量描述葉片在外場飛行載荷下的壽命，為葉片壽命評估提供技術(shù)支撐。

技術(shù)方案：為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：

《mil-e-5007d航空渦輪噴氣》、《渦輪風(fēng)扇發(fā)動機通用規(guī)范》和《gjb241-87航空渦輪噴氣、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機通用規(guī)范》中提出，發(fā)動機任務(wù)循環(huán)包括三類：主循環(huán)，零-最大-零；次循環(huán)1，慢車-最大-慢車；次循環(huán)2，巡航-最大-巡航。由美國空軍頒布的《航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)完整性大綱》提到，發(fā)動機設(shè)計任務(wù)循環(huán)規(guī)范仍只包括上述三類循環(huán)，但在其補充說明中認為：任務(wù)循環(huán)除上述三類外，還應(yīng)包括“較大影響壽命消耗的其它油門移動次數(shù)和類型”。這就要求在發(fā)動機葉片壽命評估時需綜合考慮包括但不限于三個典型循環(huán)的數(shù)據(jù)，要以發(fā)動機飛行穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)參數(shù)為基礎(chǔ)。

本發(fā)明所述的一種考慮飛行損傷的渦輪轉(zhuǎn)子葉片加速壽命試驗載荷設(shè)計方法，具體包括以下步驟：

步驟1：發(fā)動機運行基礎(chǔ)數(shù)據(jù)的生成。對航空發(fā)動機飛行任務(wù)和訓(xùn)練科目進行混頻和雨流計數(shù)處理，得到實際飛行中各轉(zhuǎn)速循環(huán)的頻次和時間，考慮地面維護及試車數(shù)據(jù)，得到發(fā)動機在一定飛行小時內(nèi)(包括但不限于300h或1000h等)的載荷基礎(chǔ)數(shù)據(jù)；

步驟2：葉片壽命考核部位的確定。利用有限單元法取得葉片各狀態(tài)下的溫度場和應(yīng)力應(yīng)變分布，對葉片進行靜強度和持久強度分析，確定葉片的壽命考核部位；

步驟3：飛行載荷下葉片的損傷計算。綜合考慮發(fā)動機飛行穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)參數(shù)，計算真實飛行載荷下葉片考核部位的疲勞-蠕變損傷，獲得一個飛行起落中葉片考核部位蠕變損傷與疲勞損傷的比例及其總損傷；

步驟4：葉片加速壽命試驗載荷譜的制定。根據(jù)步驟3得到的渦輪轉(zhuǎn)子葉片蠕變損傷和疲勞損傷計算結(jié)果，基于等效損傷原則，以葉片材料的基本性能和外場飛行時的損傷機理為基礎(chǔ)，設(shè)計全尺寸葉片的加速壽命試驗載荷譜，并確定葉片在一個試驗循環(huán)下的總損傷在其在一個飛行起落下的總損傷的轉(zhuǎn)換系數(shù)。

其中，本發(fā)明所述的葉片為影響航空發(fā)動機運行安全和維護成本的渦輪轉(zhuǎn)子葉片，渦輪轉(zhuǎn)子葉片考核部位的總損傷是指疲勞損傷與蠕變損傷之和。

具體地說，步驟1包含以下內(nèi)容：根據(jù)飛機實際飛行任務(wù)和飛行訓(xùn)練使用情況確定典型飛行剖面的出現(xiàn)頻次，進行任務(wù)混頻和雨流計數(shù)，得各種轉(zhuǎn)速循環(huán)的頻次和工作時間。并考慮發(fā)動機地面試車和維護情況，得到一定飛行小時內(nèi)(包括但不限于300h或1000h等)發(fā)動機各轉(zhuǎn)速循環(huán)次數(shù)及工作時間等。

具體地說，步驟2包含以下步驟：

a.首先利用有限元軟件進行流熱耦合計算，得到葉片表面溫度場；然后在計算結(jié)果中提取葉片表面溫度數(shù)值，通過插值程序轉(zhuǎn)換，在有限元軟件中將計算得到的溫度場賦予葉片相應(yīng)的網(wǎng)格節(jié)點；最后進行穩(wěn)態(tài)傳熱計算，得到整個葉片的溫度場。

b.結(jié)合獲得的發(fā)動機典型工作循環(huán)，使用有限元軟件對葉片各轉(zhuǎn)速循環(huán)進行分析，得到葉片在各轉(zhuǎn)速下的應(yīng)力和應(yīng)變分布結(jié)果。

c.參照航空發(fā)動機應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)，確定出葉片強度儲備最低的位置，將其作為葉片壽命試驗考核部位。

優(yōu)選地，所述步驟3中的真實飛行載荷下葉片考核部位疲勞損傷可以用manson-coffin公式進行計算疲勞壽命：

其中，δεt為總應(yīng)變范圍，ε′f為疲勞延性系數(shù)，c為疲勞延性指數(shù)，σ′f為疲勞強度系數(shù)，b為疲勞強度指數(shù)，e為楊氏模量，nf為疲勞壽命。

優(yōu)選地，所述步驟3中的真實飛行載荷下葉片考核部位疲勞損傷可以采用morrow修正公式計算疲勞壽命：

其中，σm為循環(huán)載荷下的平均應(yīng)力。

優(yōu)選地，所述步驟3中的真實飛行載荷下葉片考核部位疲勞損傷可以采用smith-watson-topper(s-w-t)修正公式計算疲勞壽命：

其中，σmax為最大應(yīng)力。

優(yōu)選地，所述步驟3中的真實飛行載荷下葉片蠕變損傷可以采用熱強參數(shù)方程計算葉片蠕變斷裂壽命。其中，在計算蠕變斷裂壽命時，選擇葉片高應(yīng)力區(qū)局部平均應(yīng)力進行計算。

優(yōu)選地，所述步驟3中的真實飛行載荷下葉片蠕變損傷可以采用持久方程計算葉片蠕變斷裂壽命。其中，在計算蠕變斷裂壽命時，選擇葉片高應(yīng)力區(qū)局部平均應(yīng)力進行計算。

優(yōu)選地，所述步驟3中的真實飛行載荷下葉片考核部位疲勞損傷和蠕變損傷計算，為安全計，選擇由上述方法得到的最小疲勞壽命和最小蠕變斷裂壽命作為損傷計算基礎(chǔ)。

具體地說，步驟3中一個飛行起落中的葉片考核部位疲勞損傷計算采用如下公式：

其中，df為一個飛行起落中的疲勞損傷，ni為一個飛行起落中某一載荷循環(huán)的數(shù)量，nf，i為一個飛行起落中某一載荷循環(huán)作用下的疲勞壽命；

具體地說，步驟3中一個飛行起落中的葉片蠕變損傷計算采用如下公式：

其中：dc為一個飛行起落中的蠕變損傷，th，j為一個飛行起落中某一轉(zhuǎn)速狀態(tài)的保持時間，tr，j為一個飛行起落中某一轉(zhuǎn)速狀態(tài)的蠕變斷裂壽命。

具體地說，步驟3所述的一個飛行起落中蠕變損傷和疲勞損傷的比例可以采用如下公式：

其中：rc/f為一個飛行起落中葉片考核部位蠕變損傷和疲勞損傷的比例。

具體地說，步驟3所述的一個飛行起落中葉片的總損傷，可以根據(jù)miner損傷累積理論計算得到：

dt＝dc+df

其中，dt是一個飛行起落中葉片考核部位在疲勞載荷和蠕變載荷作用下的總損傷。

具體地說，步驟4所述的加速壽命試驗載荷譜的制定包含如下步驟：

a.根據(jù)葉片材料基本性能，確定葉片加速壽命試驗的溫度。

b.參考英軍標(biāo)defstan00970規(guī)定的對葉片考核部位進行受限制的應(yīng)力過載加速試驗時，鎳基高溫合金的應(yīng)力過載系數(shù)不應(yīng)超過1.14，確定葉片考核部位加速壽命試驗的應(yīng)力大小。

c.確定葉片加速壽命試驗應(yīng)力比r。

d.根據(jù)步驟3得到的一個飛行起落中葉片蠕變損傷和疲勞損傷的比例，按照步驟3的損傷計算方法，確定試驗載荷譜的保載時間。

e.按照步驟3中采用的損傷計算理論，計算出一個試驗循環(huán)中的疲勞損傷和蠕變損傷，并得到一個試驗循環(huán)中葉片的總損傷。

具體地說，步驟4中所述的葉片試驗載荷譜與外場飛行時的轉(zhuǎn)換系數(shù)由如下方法確定：將葉片考核部位在一個試驗循環(huán)中的總損傷除以其在一個飛行起落中的總損傷。

本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明提出的一種考慮飛行損傷的渦輪轉(zhuǎn)子葉片加速壽命試驗載荷設(shè)計方法，能定量描述葉片在試驗載荷下和實際飛行載荷下的損傷關(guān)系，可以更精確地通過葉片壽命試驗來評估葉片在外場飛行時的壽命。該設(shè)計方法考慮了葉片材料的基本性能和飛行條件下的失效機理，使設(shè)計的葉片壽命試驗可以合理地表征葉片在外場飛行時的損傷。

本發(fā)明中的方法綜合考慮了葉片飛行下的穩(wěn)態(tài)、過渡態(tài)參數(shù)和地面維護數(shù)據(jù)，使得基礎(chǔ)數(shù)據(jù)更為詳盡，計算結(jié)果更為精確。該方法中的葉片考核部位疲勞損傷和蠕變損傷計算均采用保守結(jié)果。在評估發(fā)動機葉片壽命時，保守的損傷計算結(jié)果可以更好地保證安全。

附圖說明

圖1是本發(fā)明提出的一種考慮飛行損傷的渦輪轉(zhuǎn)子葉片加速壽命試驗載荷設(shè)計方法的步驟流程圖。

圖2是本發(fā)明設(shè)計的一種考慮飛行譜損傷換算的葉片加速壽命試驗載荷譜。

具體實施方式:

下面結(jié)合附圖并通過具體實施方式來進一步說明本發(fā)明的技術(shù)方案。

如圖1所示，是本發(fā)明中的考慮飛行譜損傷換算的葉片加速壽命試驗載荷譜設(shè)計方法，包括以下步驟：

步驟1：對航空發(fā)動機飛行任務(wù)和訓(xùn)練科目進行混頻和雨流計數(shù)處理，得到實際飛行中各轉(zhuǎn)速循環(huán)的頻次和時間，考慮地面維護及試車數(shù)據(jù)，生成發(fā)動機1000飛行小時的載荷基礎(chǔ)數(shù)據(jù)；

步驟2：利用有限單元法取得葉片各狀態(tài)下的溫度場和應(yīng)力應(yīng)變分布，對葉片進行靜強度和持久強度分析，確定葉片的壽命考核部位；

步驟3：綜合考慮發(fā)動機飛行穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)參數(shù)，計算真實飛行載荷下葉片考核部位的疲勞-蠕變損傷，獲得一個飛行起落中蠕變損傷和疲勞損傷的比例；

步驟4：根據(jù)步驟3得到的葉片損傷計算結(jié)果，基于等效損傷原則，按照一個飛行起落中蠕變損傷和疲勞損傷的比例，以葉片材料的基本性能和外場飛行時的損傷機理為基礎(chǔ)，設(shè)計全尺寸葉片的加速壽命試驗載荷譜，并確定葉片試驗載荷譜相較外場飛行時的轉(zhuǎn)換系數(shù)。

通過具體的實施方式，對上述方法做進一步說明。

首先，對飛機實際飛行任務(wù)和飛行訓(xùn)練使用情況進行混頻處理，統(tǒng)計飛行頻次較多的飛行任務(wù)作為典型剖面。對發(fā)動機飛行典型剖面采用雨流計數(shù)方法進行雨流計數(shù)，得到各種轉(zhuǎn)速循環(huán)的頻次和工作時間?？紤]發(fā)動機地面試車和維護情況，利用等比例轉(zhuǎn)換方法，得到發(fā)動機在1000飛行小時下發(fā)動機各循環(huán)數(shù)及不同狀態(tài)的工作時間等。

其次，基于得到的發(fā)動機基礎(chǔ)飛行數(shù)據(jù)，利用有限元軟件進行流熱耦合計算，得到葉片表面溫度場分布。接著提取葉片表面溫度場，通過插值程序轉(zhuǎn)換，將計算得到的葉片溫度場賦予葉片的網(wǎng)格節(jié)點。利用葉片的表面節(jié)點溫度，進行穩(wěn)態(tài)傳熱計算，得到整個葉片的溫度場。再使用有限元軟件對葉片各種工作狀態(tài)進行分析，得到葉片在各狀態(tài)下的應(yīng)力應(yīng)變分布結(jié)果。

參考航空發(fā)動機應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)，確定出葉片強度儲備最低的位置，將其作為葉片壽命試驗考核部位。

然后，綜合考慮發(fā)動機飛行穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)，計算外場飛行時葉片考核部位的疲勞壽命。

步驟3中真實飛行載荷下葉片考核部位的疲勞壽命計算可以采用manson-coffin公式：

其中，δεt為總應(yīng)變范圍，ε′f為疲勞延性系數(shù)，c為疲勞延性指數(shù)，σ′f為疲勞強度系數(shù)，b為疲勞強度指數(shù)，e為楊氏模量，nf為疲勞壽命。

或者，步驟3中真實飛行載荷下葉片考核部位的疲勞壽命計算可以采用morrow修正公式計算疲勞壽命：

其中，σm為循環(huán)載荷下的平均應(yīng)力。

或者，步驟3中真實飛行載荷下葉片考核部位的疲勞壽命計算可以采用s-w-t修正公式計算疲勞壽命：

其中，σmax為最大應(yīng)力。

需要指出的是，應(yīng)選擇由上述三種計算公式得到的最小疲勞壽命結(jié)果，作為疲勞損傷計算依據(jù)，這時得到的結(jié)果偏保守，可確保葉片的安全性。在本發(fā)明實施實例中，采用的是s-w-t公式得到的保守結(jié)果。

接著，綜合考慮發(fā)動機飛行穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)，計算外場飛行時葉片考核部位的蠕變斷裂壽命：

步驟3中的真實飛行載荷下葉片蠕變斷裂壽命可以采用m-s形式的熱強參數(shù)方程計算葉片蠕變斷裂壽命，其表達形式為：

lgσ＝aa+a1p+a2p²+a3p³

其中，σ為應(yīng)力(mpa)，p＝lgt+0.01864t，t為絕對溫度，t為斷裂時間，a0，a1，a2，a3為與材料相關(guān)的系數(shù)。

在計算蠕變斷裂壽命時，選擇葉片高應(yīng)力區(qū)局部平均應(yīng)力進行計算。

或者，步驟3中的真實飛行載荷下葉片蠕變斷裂壽命可以采用持久方程計算葉片蠕變斷裂壽命。其中，在計算蠕變斷裂壽命時，選擇葉片高應(yīng)力區(qū)局部平均應(yīng)力進行計算。

在本發(fā)明實施實例中，選用的是m-s形式的持久方程，其表達形式為：

lgt＝b0+b1t+b2x+b3x²+b4x⁴

其中，t為絕對溫度，x＝lgσ，σ為應(yīng)力(mpa)，t為斷裂時間，b0，b1，b2，b3，b4為與材料相關(guān)的系數(shù)。

需要指出的是，應(yīng)選擇由上述兩種方法得到的最小蠕變斷裂壽命結(jié)果，作為疲勞損傷計算依據(jù)，這時得到的結(jié)果偏保守，可確保葉片的安全性。

接著，步驟3中一個飛行起落中的葉片考核部位疲勞損傷計算采用如下公式：

其中，df為一個飛行起落中的疲勞損傷，ni為一個飛行起落中某一載荷循環(huán)的數(shù)量，nf，i為一個飛行起落中某一載荷循環(huán)作用下的疲勞壽命；

接著，步驟3中一個飛行起落中的葉片蠕變損傷計算采用如下公式：

其中：dc為一個飛行起落中的蠕變損傷，th，j為一個飛行起落中某一轉(zhuǎn)速狀態(tài)的保持時間，tr，j為一個飛行起落中某一轉(zhuǎn)速狀態(tài)的蠕變斷裂壽命。

接著，步驟3所述的蠕變損傷和疲勞損傷的比例可以采用如下公式：

其中：rc/f為一個飛行起落中葉片考核部位疲勞損傷和疲勞損傷的比例。

接著，步驟3所述的一個飛行起落中葉片的總損傷，可以根據(jù)miner損傷累積理論計算得到：

dt＝dc+df

其中，dt是一個飛行起落中葉片考核部位在疲勞載荷和蠕變載荷作用下的總損傷。

參見下表1，從而得到一個飛行起落中葉片的疲勞損傷和蠕變損傷(示例)。

表1

接著，根據(jù)葉片材料基本性能，確定葉片加速壽命試驗的溫度。

接著，參考英軍標(biāo)defstan00970規(guī)定的對葉片考核部位進行受限制的應(yīng)力過載加速試驗時，鎳基高溫合金的應(yīng)力過載系數(shù)不應(yīng)超過1.14，確定葉片考核部位加速壽命試驗的應(yīng)力大小。

接著，確定葉片加速壽命試驗應(yīng)力比r，在本實施實例中，r＝0.1。

接著，根據(jù)前述方法得到的一個飛行起落中葉片蠕變損傷和疲勞損傷的比例，按照前述的損傷計算方法，確定試驗載荷譜的保載時間。

參見下表2，制定了3種不同的葉片加速壽命試驗載荷譜(示例)。

表2

參見表2，從而制定出了葉片加速壽命試驗載荷譜。圖2中，t表示試驗溫度，accelerationfactor表示葉片在試驗載荷譜下與飛行載荷下的損傷轉(zhuǎn)換系數(shù)，縱坐標(biāo)load指達到設(shè)計應(yīng)力需要施加的載荷，橫坐標(biāo)time指時間。

最后，按照計算出一個試驗循環(huán)中的疲勞損傷和蠕變損傷，并得到一個試驗循環(huán)中葉片的總損傷。

從而完成了考慮飛行譜損傷換算的葉片加速壽命試驗載荷譜的設(shè)計。

本發(fā)明提出的一種考慮飛行損傷的渦輪轉(zhuǎn)子葉片加速壽命試驗載荷設(shè)計方法，考慮了葉片材料的基本性能和飛行條件下的失效機理，使設(shè)計的葉片壽命試驗可以合理地表征葉片在外場飛行時的損傷，并且能定量描述葉片在試驗載荷下和實際飛行載荷下的損傷關(guān)系。該方法中的葉片考核部位疲勞損傷和蠕變損傷計算均采用保守結(jié)果。在評估發(fā)動機葉片壽命時，保守的損傷計算結(jié)果可以更好地保證安全。其應(yīng)用為葉片壽命試驗研究節(jié)約了時間和經(jīng)濟成本。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當(dāng)指出：對于本技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)的普通技術(shù)人員來說，在不脫離不發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的權(quán)利保護范圍。