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申请/专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院;北京航空航天大学

摘要：本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种考虑温度梯度的涡轮叶片前缘冲击孔模拟件设计方法，根据涡轮叶片材料疲劳试验数据以及涡轮叶片前缘冲击孔的失效模式，确定损伤控制参量，再根据对应的损伤参量最大梯度下降方向上温度梯度影响，采用不同温度下的损伤控制参量等效原则，对损伤控制参量梯度分布进行更正，获得涡轮叶片前缘冲击孔更正后的真实叶片损伤控制参量梯度分布；以真实叶片损伤控制参量梯度分布作为涡轮叶片模拟件的损伤控制参量梯度分布控制依据，进行涡轮叶片模拟件的结构设计；设计过程中能够模拟真实涡轮叶片前缘部位的蠕变、疲劳试验效果，使得涡轮叶片前缘冲击孔模拟件满足涡轮叶片前缘冲击孔蠕变试验模拟的需求。

主权项：1.一种考虑温度梯度的涡轮叶片前缘冲击孔模拟件设计方法，其特征在于，包括：步骤1、根据涡轮叶片的几何模型和涡轮叶片材料参数，采用有限元分析软件开展涡轮叶片有限元模型起飞工况下载荷谱、温度谱的有限元分析，获取涡轮叶片前缘冲击孔的应变、应力和温度分布数据，以及获得涡轮叶片疲劳或蠕变持久寿命；步骤2、根据涡轮叶片材料疲劳试验数据以及涡轮叶片前缘冲击孔的失效模式，确定损伤控制参量；所述失效模式包括低周疲劳和蠕变持久失效，所述低周疲劳的损伤控制参量为危险点处最大正应变幅与最大正应变平面上的最大正应力的乘积，所述蠕变持久失效的损伤控制参量为第一主应力；所述危险点为涡轮叶片前缘冲击孔处损伤控制参量最大的点；步骤3、以前缘冲击孔第一主应力为法向确定的临界平面内损伤控制掺量梯度最大方向为提取路径方向，结合涡轮叶片前缘冲击孔的应变、应力和温度分布数据，提取前缘冲击孔处的损伤控制参量的梯度分布和温度的梯度分布；步骤4、采用不同温度下的损伤控制参量等效原则，对损伤控制参量梯度分布进行更正，获得涡轮叶片危险点处更正后的真实叶片损伤控制参量梯度分布；步骤5、以平板试样为基本构型，在平板试样上添加前缘冲击孔几何特征，形成涡轮叶片前缘冲击孔模拟件几何模型；采用有限元分析软件对所述模拟件几何模型进行有限元分析，获得所述模拟件几何模型上考核点处温度等效后的模拟件损伤控制参量梯度分布，所述考核点为所述模拟件几何模型前缘冲击孔处损伤控制参量最大的点；步骤6、调整所述模拟件几何模型的几何构型，使所述模拟件几何模型考核点处的模拟件损伤控制参量梯度分布与真实叶片损伤控制参量梯度分布一致，输出对应的涡轮叶片前缘冲击孔模拟件尺寸参数。

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