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申请/专利权人：北京航空航天大学

摘要：本发明涉及一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，属于航空发动机涡轮盘结构裂纹扩展试验技术领域，本发明通过保证涡轮盘与裂纹扩展模拟件在两条关键路径上第一主应力分布的一致性、涡轮盘与模拟件在各裂纹表面长度下裂纹扩展关键位置处I型应力强度因子的一致性、各裂纹表面长度下涡轮盘裂纹与模拟件裂纹的裂纹长深比的一致性，保证了涡轮盘和模拟件在裂纹扩展过程中三维裂尖前缘轮廓形状的一致性，解决了现有发明模拟件仅能模拟涡轮盘裂纹沿单一扩展方向的裂纹扩展驱动力的问题，使得模拟件能够更准确地反映涡轮盘裂纹的三维扩展特性，提高了模拟件的保真程度，对涡轮盘损伤容限分析精度的提高起到推动作用。

主权项：1.一种保证裂纹前缘形状一致的涡轮盘裂纹扩展模拟件设计方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤1、获取涡轮盘和叶片的三维几何模型、典型工况工作转速、典型工况工作温度及对应的材料力学性能参数；步骤2、基于涡轮盘和叶片的三维几何模型、典型工况工作转速、典型工况工作温度及对应的材料力学性能参数建立涡轮盘的无裂纹有限元模型；使用涡轮盘的无裂纹有限元模型获取涡轮盘的整盘温度分布和整盘静力分布；通过整盘的静力分布获得应力集中部位和涡轮盘外场故障部位；根据涡轮盘的应力集中部位、涡轮盘外场故障部位确定涡轮盘的裂纹扩展考核部位；步骤3、根据涡轮盘整盘静力分布提取涡轮盘裂纹扩展考核部位的第一主应力最大点、以第一主应力最大点为原点的局部空间直角坐标系，以及以第一主应力最大点为起点沿着裂纹表面长度方向和裂纹深度方向的路径上的第一主应力分布；步骤4、获取裂纹扩展考核部位的初始表面裂纹尺寸和初始裂纹在对应考核部位的插入位置；步骤5、建立涡轮盘的含初始裂纹的有限元模型；使用含初始裂纹的有限元模型计算涡轮盘裂纹扩展考核部位的随裂纹扩展变化的裂尖前缘轮廓；根据裂尖前缘轮廓，获取裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线，以及各裂纹前缘轮廓上各点的归一化I型应力强度因子与裂纹前缘位置的无量纲坐标的关系曲线；步骤6、根据步骤5获得的关系曲线确定涡轮盘在裂纹扩展过程中各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子；取各裂纹前缘轮廓位置的归一化I型应力强度因子中的最大值时对应的裂纹前缘位置的无量纲坐标值，，其中，为裂纹前缘轮廓位置的数量；获取各无量纲坐标值的众数；获取涡轮盘裂纹扩展考核部位在裂纹扩展过程中的众数的归一化I型应力强度因子值随着裂纹表面长度变化的曲线；步骤7、将步骤1中获得的涡轮盘三维几何模型先后沿着局部空间直角坐标系下的面的两个平行面、面的两个平行面、面的两个平行面进行切割，获取模拟件试验段；步骤8、在模拟件试验段的两端设置大圆弧过渡段和销钉夹持段；步骤9、建立模拟件的无裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整模拟件试验段的危险点处的缺口深度、危险点处的厚度和外加载荷大小，更新模拟件的无裂纹有限元模型，使得通过模拟件的更新无裂纹有限元模型仿真计算出的更新模拟件试验段沿宽度和厚度方向的第一主应力分布分别与步骤3的涡轮盘沿方向和方向的第一主应力分布相近，获得更新模拟件试验段；步骤10、建立模拟件的有裂纹有限元分析模型，在不改变切割出的考核部位表面形貌特征的基础上，调整步骤9中更新模拟件试验段的宽度，更新模拟件的有裂纹有限元模型，使用通过模拟件的更新有裂纹有限元模型仿真计算出的模拟件的裂纹长深比随着裂纹表面长度变化的曲线、众数处I型应力强度因子值随着裂纹表面长度变化的曲线与步骤5和步骤6中涡轮盘的相近，获得最终的模拟件。

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