涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法及疲劳模拟件与流程

1.本公开涉及涡轮叶片设计技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法及疲劳模拟件。


背景技术：

2.涡轮叶片中内腔冲击孔是承担其换热功能的关键部位，在高温、高压、高转速的工作环境下，内腔冲击孔承受着燃气冲击导致的气动载荷、温度分布不均导致的温度载荷、高速旋转导致的离心载荷以及转子振动导致的振动载荷等，易发生低周疲劳失效，造成破坏损伤。因此，对涡轮叶片中内腔冲击孔的低周疲劳寿命进行准确、高效的测试，在涡轮叶片的结构设计、制造生产、实际应用中具有重要意义。
3.目前，对涡轮叶片的疲劳研究主要以对其叶根倒角处的特征模拟为主，通过对涡轮叶片中叶身、叶根等部位的特征模拟，设计对应的特征模拟件，再基于该特征模拟件进行疲劳测试，实现对涡轮叶片的疲劳研究。
4.叶根倒角处的特征模拟件难以充分表征涡轮叶片的内腔冲击孔的特征，使得对涡轮叶片的疲劳测试不够充分、深入和全面，导致对涡轮叶片的疲劳寿命测试不够准确。
5.背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。


技术实现要素：

6.本公开的目的在于提供一种涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法及疲劳模拟件，以通过该疲劳模拟件充分表征涡轮叶片的内腔冲击孔的几何、载荷特征，进而能够基于该疲劳模拟件准确地测试涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳寿命，实现对涡轮叶片结构强度、疲劳寿命的有效评估，在工程中能够更好地指导涡轮叶片的结构设计、制造生产以及实际应用。
7.为实现上述发明目的，本公开采用如下技术方案：
8.根据本公开的第一个方面，提供一种涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法，该方法可以包括：对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析，获得涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一分析结果；获取涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数，并构建模拟内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型；对疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果，并根据第二分析结果迭代调整疲劳模拟件几何模型，以使第二分析结果与第一分析结果满足疲劳模拟件的设计目标。
9.可选地，对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析，获得涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一分析结果，包括：对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析获得涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一应力应变分布；根据第一应力应变分布确定内腔冲击孔对应的第一危险部位。
10.可选地，根据第一应力应变分布确定内腔冲击孔对应的第一危险部位之后，还包括：在内腔冲击孔中，获得第一危险部位沿扰流柱方向的第一切面；沿第一切面确定内腔冲
击孔的第一应力路径，并获取第一应力路径上的第二应力应变分布。
11.可选地，获取涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数，并构建模拟内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型，包括：在涡轮叶片中确定内腔冲击孔与扰流柱连接处的扰流柱位置，并在扰流柱位置处分别确定第一截面与第二截面，以使第一截面与第二截面间包括内腔冲击孔的第一危险部位；在第一截面与第二截面之间测量内腔冲击孔的几何参数，几何参数包括截面距离、内腔冲击孔长度、内腔冲击孔宽度、内腔冲击孔截面夹角和内腔冲击孔倒圆角中的一种以上；根据几何参数构建疲劳模拟件几何模型。
12.可选地，疲劳模拟件几何模型上包括模拟内腔冲击孔，根据几何参数构建疲劳模拟件几何模型，包括：根据截面距离、内腔冲击孔长度和内腔冲击孔宽度设置模拟内腔冲击孔的尺寸，根据内腔冲击孔截面夹角设置模拟内腔冲击孔的倾斜角度，以及根据内腔冲击孔倒圆角设置模拟内腔冲击孔的倒圆角，构建疲劳模拟件几何模型。
13.可选地，对疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果，包括：对疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第三应力应变分布；根据第三应力应变分布确定疲劳模拟件几何模型对应的第二危险部位，以及第二危险部位对应的应力最大值。
14.可选地，根据第三应力应变分布确定疲劳模拟件几何模型对应的第二危险部位，以及第二危险部位对应的应力最大值之后，还包括：在疲劳模拟件几何模型中，获取第二危险部位在应力最大值处的第二切面；沿第二切面确定模拟内腔冲击孔的第二应力路径，并获取第二应力路径上的第四应力应变分布。
15.根据本公开的第二个方面，提供一种涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件，该疲劳模拟件为矩形平板样式，疲劳模拟件包括叶身段与夹持段；其中，叶身段采用第一方面的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法获得。
16.可选地，叶身段与夹持段采用圆弧形状的过渡段连接。
17.可选地，夹持段设置有销孔，且销孔位于夹持段中心靠近叶身段的一侧。
18.本公开提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法，对待模拟的涡轮叶片先进行静强度分析，以获得其中内腔冲击孔对应的第一分析结果，并根据涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数构建模拟该内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型，进而对该疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果；在第二分析结果的基础上，对该疲劳模拟件几何模型进行调整迭代，以使第二分析结果与第一分析结果满足疲劳模拟件的设计目标。上述方法实通过充分表征涡轮叶片的内腔冲击孔的几何、载荷特征，使设计得到的疲劳模拟件能够准确地测试涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳寿命，实现对涡轮叶片结构强度、疲劳寿命的有效评估，在工程中能够更好地指导涡轮叶片的结构设计、制造生产以及实际应用。
附图说明
19.为了更清楚地说明本技术实施例或传统技术中的技术方案，下面将对实施例或传统技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
20.图1示出了本公开实施方式提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法的步骤流程图之一；
21.图2示出了本公开实施方式提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法的步骤流程图之二；
22.图3示出了本公开实施方式提供的涡轮叶片有限元分析获得的应力场示意图；
23.图4示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔第一切面示意图；
24.图5示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔尺寸测量示意图之一；
25.图6示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔尺寸测量示意图之二；
26.图7示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔尺寸测量示意图之三；
27.图8a示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之一；
28.图8b示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之二；
29.图8c示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之三；
30.图8d示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之四；
31.图9示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔第三应力应变分布示意图；
32.图10示出了本公开实施方式提供的第二切面的相切方向示意图；
33.图11示出了本公开实施方式提供的模拟内腔冲击孔第二切面示意图；
34.图12示出了本公开实施方式提供的第一分析结果与第二分析结果中应力分布比较曲线图。
具体实施方式
35.现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施例使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。
36.所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、材料等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、材料或者操作以避免模糊本公开的主要技术创意。
37.当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。
38.用语“一个”、“一”、“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等。用语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。
39.需要说明的是，本公开实施例所指涡轮叶片可以应用于航空发动机、地面燃气轮机等，在热载荷、离心载荷和气动载荷共同作用的复杂工况下，易发生高周疲劳损伤、低周疲劳损伤、蠕变损伤以及交互作用下的损伤破坏。目前，针对涡轮叶片的疲劳研究可以利用涡轮叶片的叶根倒角特征，基于几何特征、载荷工况的等效原则，设计模拟涡轮叶片倒角特征的模拟件。但是，对涡轮叶片内部易发生损伤破坏的内腔冲击孔不能充分模拟和表征，基
于目前对涡轮叶片的模拟件难以准确评估其涡轮叶片的结构强度寿命。
40.本公开实施例中，提出了涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法，能够针对涡轮叶片的低周疲劳威胁部位，结合各因素的影响机理和定性关系，使得设计得到的疲劳模拟件能反映涡轮叶片内腔冲击孔几何、工艺、应力状态等特征。具体的，为了降低疲劳模拟件的设计复杂程度和加工难度，并保证疲劳寿命评估的准确性，本公开通过控制疲劳模拟件的几何参数和特性，设计疲劳模拟件用于模拟内腔冲击孔的关键部位，以在简洁的设计流程下达到模拟实际内腔冲击孔的应力应变状态，使疲劳模拟件的试验结果符合设计目标。因此，基于该疲劳模拟件在与实际的涡轮叶片服役环境相似的试验载荷以及温度等条件进行测试，可以获得准确的疲劳测试实验数据，能够更准确地评估涡轮叶片关键部位的低周疲劳寿命。
41.下面结合附图，通过具体的实施例及其应用场景对本公开实施例提供的信令互通进行详细地说明。
42.图1示出了本公开实施方式提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法的步骤流程图之一。如图1所示，该方法可以包括如下步骤101至步骤103。
43.步骤101、对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析，获得涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一分析结果。
44.其中，静强度分析可以研究待模拟的涡轮叶片在设定条件下承受、响应载荷的特性。由于涡轮叶片在实际的工作中受到离心、气动、温度等多种载荷及边界条件的影响，因此，可以采用反距离加权平均法进行温度、气压插值，从而建立涡轮叶片的有限元分析模型并进行有限元分析，以在不同的载荷条件下实现对涡轮叶片多场载荷的静强度分析，并获得其第一分析结果。第一分析结果可以包括涡轮叶片在温度、气压等载荷作用下的应力、应变分布规律。
45.步骤102、获取涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数，并构建模拟内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型。
46.其中，也可以获取涡轮叶片中内腔冲击孔相关的几何参数，根据模拟件设计需求，几何参数可以包括内腔冲击孔的位置、孔径、高度、截面面积等，以表征内腔冲击孔的尺寸、形状等几何特征和特性。进一步的，可以基于上述几何参数构初步建模拟内腔冲击孔几何特征的疲劳模拟件几何模型，可以是根据该几何参数在疲劳模拟件几何模型上复原涡轮叶片，模拟涡轮叶片中内腔冲击孔相关的几何特征。
47.步骤103、对疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果，并根据第二分析结果迭代调整疲劳模拟件几何模型，以使第二分析结果与第一分析结果满足疲劳模拟件的设计目标。
48.其中，由于疲劳模拟件用于模拟涡轮叶片中内腔冲击孔的几何特征以及在实际工况下的载荷特征。因此该疲劳模拟件几何模型在静强度分析中应与涡轮叶片的内腔冲击孔表现相近或相一致。在此基础上，可以根据第一分析结果迭代调整疲劳模拟件几何模型，如对模拟内腔冲击孔相关几何参数进行调整，以使对疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得的第二分析结果与第一分析结果满足设计目标。在第一分析结果与第二分析结果符合设计目标的基础上，基于获得的疲劳模拟件几何模型完成疲劳模拟件的设计，而且对几何模型的静强度分析时采用的载荷及边界条件等应参照对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析
的设置。本公开实施例中，设计目标可以是第一分析结果与第二分析结果的数值偏差在一定范围内，或者第一分析结果与第二分析结果经相同后处理后的曲线变化趋势趋同等，本领域技术人员可以根据实验目的具体设置。
49.本公开提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法，对待模拟的涡轮叶片先进行静强度分析，以获得其中内腔冲击孔对应的第一分析结果，并根据涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数构建模拟该内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型，进而对该疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果；在第二分析结果的基础上，对该疲劳模拟件几何模型进行调整迭代，以使第二分析结果与第一分析结果满足疲劳模拟件的设计目标。上述方法实通过充分表征涡轮叶片的内腔冲击孔的几何、载荷特征，使设计得到的疲劳模拟件能够准确地测试涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳寿命，实现对涡轮叶片结构强度、疲劳寿命的有效评估，在工程中能够更好地指导涡轮叶片的结构设计、制造生产以及实际应用。
50.图2示出了本公开实施方式提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法的步骤流程图之二。如图2所示，该方法可以包括如下步骤201至步骤212。
51.其中，以下步骤201至步骤204可对应参照前述步骤101的相关描述，具体对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析以获得第一分析结果的过程如下所示：
52.步骤201、对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析获得涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一应力应变分布。
53.本公开实施例中，对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析，可以是基于待模拟涡轮叶片的几何模型设置其对应的材料属性参数，如密度、塑性、导热率、弹性模量和热膨胀系数等；进一步的，可以设置与待模拟的涡轮叶片在应用中实际工况下的载荷、温度场与约束条件，以对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析。
54.具体的，涡轮叶片所受载荷可以以其在高速旋转过程中所受离心载荷和约束载荷为主，其中，离心载荷大小由涡轮叶片的角速度和转动轴得出，约束载荷由涡轮叶片所受离心力以及其与榫头接触面积的比值确定；涡轮叶片的边界条件以限制涡轮叶片叶冠的周向位移和榫头的径向位移为主；温度场的数值可以根据涡轮叶片实际的工作温度进行定义，本公开实施例中对此不作具体限制。
55.其中，在静强度分析中，可以获得涡轮叶片在应用中基于实际工况下的应力应变分布，从而可以确定涡轮叶片中内腔冲击孔部位的第一应力应变分布，基于该第一应力应变分布可以进一步分析内腔冲击孔的载荷特征。
56.图3示出了本公开实施方式提供的涡轮叶片有限元分析获得的应力场示意图。其中，以xyz三维坐标系中y轴方向为正向，则涡轮叶片正向的应力场如图3所示。在此基础上，可以进一步对该涡轮叶片进行网格划分，以便后续数据提取、计算和分析，其中，可以根据模拟需求对涡轮叶片内腔冲击孔部位进行网格细化，内腔冲击孔为涡轮叶片内部冷却结构。
57.进一步的，图3还示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔第一应力应变分布示意，其中，获取涡轮冷却叶片在内腔冲击孔310部位的第一应力应变分布如图3所示。
58.步骤202、根据第一应力应变分布确定内腔冲击孔对应的第一危险部位。
59.其中，第一危险部位指内腔冲击孔易发生疲劳断裂、损伤的危险点、线或面等部位，通常可以根据第一应力应变分布在应力值最大处确定第一危险部位；或者也可以将应
力值大于安全阈值的部位均作为危险部位，通过对危险部位应力应变的研究，可以确定涡轮叶片在实际应用中可能发生损坏的条件、状态等。
60.如图3所示，根据第一应力应变分布的具体情况，可以将应力值最大处确定危险部位311与危险部位312为第一危险部位。
61.步骤203、在内腔冲击孔中，获得第一危险部位沿扰流柱方向的第一切面。
62.其中，扰流柱是涡轮叶片的冷却结构，通过调整扰流柱的尺寸、布局，可以增大涡轮叶片中对流换热面积、增强湍流度，从而强化换热效果，涡轮叶片中内腔冲击孔的两末端分别各连接扰流柱。在确定第一危险部位后，可以沿扰流柱方向对第一危险部位进行相切，以得到内腔冲击孔在第一危险部位处的第一切面。
63.如图3所示，在内腔冲击孔的危险部位1和危险部位2沿扰流柱方向的第一切面320相切。
64.步骤204、沿第一切面确定内腔冲击孔的第一应力路径，并获取第一应力路径上的第二应力应变分布。
65.其中，在第一切面上包括内腔冲击孔的孔周，孔周上各结点处的应力值可以根据第一应力应变分布确定。此时，可以基于第一切面上内腔冲击孔的孔周所在结点选取第一应力路径，并获取第一应力路径下涡轮叶片内腔冲击孔所在结点的应力值，得到第二应力应变分布。第二应力应变分布可以反应第一危险部位处内腔冲击孔在孔周的应力应变分布。进一步的，还可以统计沿第一应力路径与各结点直线距离，以及第一应力路径上该结点处孔周周长的比值，从而统计确定第一应力路径上的应力分布特征。
66.图4示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔第一切面示意图。其中，在内腔冲击孔沿第一切面相切后，沿第一切面上内腔冲击孔孔周各结点确定第一应力路径410，进而根据第一应力路径上各结点的应力值可以确定第一应力路径上的第二应力应变分布。
67.其中，以下步骤205至步骤207可对应参照前述步骤102的相关描述，具体构建疲劳模拟件的过程如下所示：
68.步骤205、在涡轮叶片中确定内腔冲击孔与扰流柱连接处的扰流柱位置，并在扰流柱位置处分别确定第一截面与第二截面，以使第一截面与第二截面间包括内腔冲击孔的第一危险部位。
69.其中，由于涡轮叶片中内腔冲击孔的两末端分别连接扰流柱，因此在测量内腔冲击孔的几何参数时，可以以内腔冲击孔与扰流柱连接处的扰流柱位置为基准，以在完整测量内腔冲击孔的几何参数的情况下，避免其他部位的参数信息对数据分析的干扰。具体的，可以在内腔冲击孔分别连接的两个扰流柱位置处确定第一截面与第二截面，使得第一截面与第二截面之间包括内腔冲击孔的第一危险部位。
70.图5示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔尺寸测量示意图之一。如图5所示，以涡轮叶片的内腔冲击孔为基础，沿内腔冲击孔的展向延伸确定与扰流柱连接处的扰流柱位置510与扰流柱位置520，在扰流柱位置处分别确定第一截面a与第二截面b，以使第一截面a与第二截面b之间包括内腔冲击孔的第一危险部位。
71.图6示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔尺寸测量示意图之二。如图6所示，包括内腔冲击孔中第一截面a与第二截面b之间的部位，在该部位进行内腔冲击孔待尺寸的测量。
72.图7示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔尺寸测量示意图之三。如图7所示，以第一截面a处为例，可以对内腔冲击孔孔周的相关几何参数进行测量。
73.步骤206、在第一截面与第二截面之间测量内腔冲击孔的几何参数，几何参数包括截面距离、内腔冲击孔长度、内腔冲击孔宽度、内腔冲击孔截面夹角和内腔冲击孔倒圆角中的一种以上。
74.其中，在确定内腔冲击孔上待测量几何参数的部位后，可以对第一截面与第二截面之间内腔冲击孔相关的集合参数进行测量。具体的，几何参数可以包括第一截面与第二截面之间的距离，内腔冲击孔长度、内腔冲击孔宽度等，还有分别与第一截面、第二截面的内腔冲击孔截面夹角，以及内腔冲击孔倒圆角等，本领域技术人员可以根据实际需求选择几何参数的种类，本公开实施例对几何参数的选择不作具体限制。
75.其中，如图5所示，在第一截面a与第二截面b之间，可以测量第一截面对应的内腔冲击孔截面夹角c，以及第一截面a与第二截面b之间的截面距离l；如图6、图7所示，可以测量内腔冲击孔长度f、内腔冲击孔宽度g，以及内腔冲击孔倒圆角d与内腔冲击孔倒圆角e。
76.步骤207、根据几何参数构建疲劳模拟件几何模型。
77.其中，可以根据几何参数确定内腔冲击孔的尺寸、形状等，继而构建模拟内腔冲击孔几何特征的疲劳模拟件几何模型，具体可参照前述步骤102的相关描述，为避免重复，在此不再赘述。
78.在本公开的一方法实施例中，该疲劳模拟件几何模型上包括模拟内腔冲击孔。则该步骤207包括具体包括如下步骤s11。
79.步骤s11、根据截面距离、内腔冲击孔长度和内腔冲击孔宽度设置模拟内腔冲击孔的尺寸，根据内腔冲击孔截面夹角设置模拟内腔冲击孔的倾斜角度，以及根据内腔冲击孔倒圆角设置模拟内腔冲击孔的倒圆角，构建疲劳模拟件几何模型。
80.本公开实施例中，疲劳模拟件几何模型上可以包括模拟内腔冲击孔，该模拟内腔冲击孔为疲劳模拟件几何模型上的切口，且基于前述几何参数构建。在模拟内腔冲击孔的构建中，可以基于截面距离、内腔冲击孔长度和内腔冲击孔宽度等设置疲劳模拟内腔冲击孔的基本形式，以获得模拟内腔冲击孔的整体尺寸大小；进一步的，根据内腔冲击孔截面夹角可以设置模拟内腔冲击孔的倾斜角度，以确定模拟内腔冲击孔分别与第一截面、第二截面的连接关系；最后，可以根据内腔冲击孔倒圆角设置模拟内腔冲击孔的倒圆角，形成过渡结构，实现疲劳模拟件几何模型的构建。
81.需要说明的是，为了满足实际测试的工艺要求，在疲劳模拟件几何模型中，除了设置模拟内腔冲击孔的叶身段外，还可以包括用于放置、夹持以及施加外力的夹持段。在不影响叶身段几何特征与载荷特征的情况下，本公开实施例对夹持段的形式、尺寸不作具体限制。
82.如，以疲劳模拟件采用带有切口的矩形平板件为例，该矩形平板件的横截面应满足夹持段宽度与模拟内腔冲击孔宽度的比值在1.5至4的范围内，模拟内腔冲击孔宽度与模拟内腔冲击孔厚度的比值在3到8的范围内，模拟内腔冲击孔厚度与模拟内腔冲击孔厚度的乘积在9至645的范围内，而且叶身段长度大于三倍的模拟内腔冲击孔宽度。在此基础上，根据内腔冲击孔的几何参数确定模拟内腔冲击孔的相关参数后，可以进一步确定叶身段、夹持段的相关参数，以使其由足够的空间容纳模拟内腔冲击孔，且不影响内腔冲击孔在实验
中的应力分布特征。
83.图8a示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之一。如图8a所示，包括夹持段810、叶身段820以及连接夹持段810与叶身段820的过渡段830。其中，叶身段820包括模拟内腔冲击孔821。
84.图8b示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之二。如图8b所示，基于截面距离l、内腔冲击孔长度f和内腔冲击孔宽度g之间的比例，设置疲劳模拟内腔冲击孔821的截面；以及，根据内腔冲击孔倒圆角d、内腔冲击孔倒圆角e设置模拟内腔冲击孔821的倒圆角，形成内腔冲击孔与截面间的过渡结构。
85.图8c示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之三。如图8c所示，根据内腔冲击孔截面夹角c可以设置模拟内腔冲击孔821的倾斜角度，从而确定其与第一截面a与第二截面b的连接关系。
86.图8d示出了本公开实施方式提供的疲劳模拟件几何模型的结构示意图之四。如图8d所示，模拟内腔冲击孔821的宽度可以参照内腔冲击孔宽度g，以及内腔冲击孔宽度g与其他几何参数间的比例关系确定。
87.上述图8a至8d中，图8a所示为疲劳模拟件几何模型的基本形式，图8b至d分别为疲劳模拟件几何模型的俯视图、正视图与侧视图。
88.其中，以下步骤208至步骤212可对应参照前述步骤103的相关描述，具体调整疲劳模拟件几何模型，以完成疲劳模拟件设计的过程如下所示：
89.步骤208、对疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第三应力应变分布。
90.其中，可以基于疲劳模拟件几何模型进行静强度分析，该疲劳模拟件几何模型在静强度分析中采用的材料属性参数、边界条件、温度场等参数与待模拟的涡轮叶片在步骤101或201中采用的一致，以使疲劳模拟件几何模型的应力分布的第三应力应变分布与第一应力应变分布在一致的条件下产生。
91.图9示出了本公开实施方式提供的内腔冲击孔第三应力应变分布示意图，经过静强度分析获得的疲劳模拟件几何模型在模拟内腔冲击孔处的第三应力应变分布如图9所示。
92.步骤209、根据第三应力应变分布确定疲劳模拟件几何模型对应的第二危险部位，以及第二危险部位对应的应力最大值。
93.其中，在疲劳模拟件几何模型上根据第三应力应变分布确定第二危险部位可以对应参照前述步骤202中第一危险部位的相关描述，为避免重复，在此不再赘述。进一步的，可以确定第二危险部位中应力最大值处。
94.如，在图9所示的第三应力应变分布示意图中，以应力值最大处作为第三危险部位910，并获取第三危险部位处的应力最大值。
95.步骤210、在疲劳模拟件几何模型中，获取第二危险部位在应力最大值处的第二切面。
96.其中，在确定第二危险部位后，可以参照步骤203确定疲劳模拟件几何模型在应力最大值处的第二切面，第二切面的相切方向可以参照第一危险部位相切过程中采用的扰流柱方向，可以是平行于第一截面、第二截面的方向，第二切面的相切方向可以是模拟内腔冲击孔的受力方向。
97.图10示出了本公开实施方式提供的第二切面的相切方向示意图。如图10所示，在疲劳模拟件几何模型上构建xyz轴三维坐标系，此时，第一截面a、第二截面b平行于xy平面，则可以以xy平面的方向为相切方向1010，在模拟内腔冲击孔中第二危险部位的应力最大值处相切，获得第二切面。
98.步骤211、沿第二切面确定模拟内腔冲击孔的第二应力路径，并获取第二应力路径上的第四应力应变分布。
99.其中，步骤211中确定模拟内腔冲击孔的第二应力路径，并获取第二应力路径上第四应力应变分布的过程可对应参照前述步骤204中，第一应力路径以及第二应力应变分布的相关描述，为避免重复，在此不再赘述。
100.图11示出了本公开实施方式提供的模拟内腔冲击孔第二切面示意图。其中，在模拟内腔冲击孔第二切面相切获得的视图切面如图11所示。沿第二切面上模拟内腔冲击孔孔周各结点确定第二应力路径1110，进而根据第二应力路径上各结点的应力值确定第二应力路径上的第四应力应变分布。
101.步骤212、根据第二分析结果迭代调整疲劳模拟件几何模型，以使第二分析结果与第一分析结果满足疲劳模拟件的设计目标。
102.其中，如果第二分析结果与第一分析结果不符合设计目标，则可以对疲劳模拟件几何模型的参数进行修改迭代，并重新执行步骤208至步骤211，以使模拟内腔冲击孔第二危险部位的最大应力、应力分布和应变分布等第二分析结果，以及步骤101或步骤201至205中得到的内腔冲击孔第一危险部位的最大应力、应力分布和应变分布等第一分析结果一致或相似。该方法通过循环迭代验证第一分析结果与第二分析结果，以获得符合设计目标的疲劳模拟件，具体的对疲劳模拟件几何模型的调整迭代可以通过调整疲劳模拟件几何模型夹持段、叶身段的尺寸，模拟内腔冲击孔和实际的内腔冲击孔的比例关系，模拟内腔冲击孔的倒圆半径，模拟件内腔冲击孔第一截面与第二截面之间的偏移量、距离比例以及加载载荷的大小实现。
103.图12示出了本公开实施方式提供的第一分析结果与第二分析结果中应力分布比较曲线图。如图12所示，曲线1201表示涡轮叶片的第一危险部位中，沿第一应力路径各结点应力值随直线距离与孔周周长的变化趋势；曲线1202表示疲劳模拟件几何模型的第二危险部位中，沿第二应力路径各结点应力值随直线距离与孔周周长的变化趋势。通过调整迭代疲劳模拟件几何模型，使得曲线1201与曲线1202的变化趋势一致或相似，以使疲劳模拟件几何模型的第二分析结果与涡轮叶片内腔冲击孔的第一分析结果符合设计目标。
104.进一步的，可以基于符合设计目标的疲劳模拟件几何模型进行构件加工，以获得疲劳模拟件。并以该疲劳模拟件为试验件，在待测试的涡轮叶片的应用环境下进行低周疲劳实验，在疲劳模拟件断裂后记录低周疲劳实验的循环次数，以准确测试涡轮叶片内腔冲击孔低周疲劳寿命。
105.本公开提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法，对待模拟的涡轮叶片先进行静强度分析，以获得其中内腔冲击孔对应的第一分析结果，并根据涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数构建模拟该内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型，进而对该疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果；在第二分析结果的基础上，对该疲劳模拟件几何模型进行调整迭代，以使第二分析结果与第一分析结果满足疲劳模拟件的设计目标。上
述方法实通过充分表征涡轮叶片的内腔冲击孔的几何、载荷特征，使设计得到的疲劳模拟件能够准确地测试涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳寿命，实现对涡轮叶片结构强度、疲劳寿命的有效评估，在工程中能够更好地指导涡轮叶片的结构设计、制造生产以及实际应用。
106.需要说明的是，尽管在附图中以特定顺序描述了本公开中方法的各个步骤，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些步骤，或是必须执行全部所示的步骤才能实现期望的结果。附加的或备选的，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，以及/或者将一个步骤分解为多个步骤执行等，均应视为本公开的一部分。
107.本公开实施方式还提供了的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件，如图8a至d所示，该涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件为矩形平板样式，疲劳模拟件包括叶身段与夹持段；其中，叶身段采用第一方面的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法获得。
108.在本公开实施例中，夹持段用于疲劳测试试验时将疲劳模拟件固定在试验台上。该疲劳模拟件采用平板试样以降低加工难度与试验成本。
109.在本公开的一公开实施例中，夹持段采用矩形横截面的形式，且夹持段设置有销孔，该销孔用于在实验过程中使销钉穿过固定在试验台上；叶身段也采用矩形横截面的形式，两端分别与夹持段连接，该横截面形式具对称性，模拟内腔冲击孔位于叶身段的中部，可以位于疲劳模拟件的中心对称点。
110.本公开的一疲劳模拟件实施例中，叶身段与夹持段采用圆弧形状的过渡段连接。
111.其中，叶身段与夹持段间可以通过过渡段连接，过渡段呈圆弧状，能够有效避免疲劳实验过程中叶身段与夹持段的连接处产生应力集中而断裂，而在模拟内腔冲击孔以外的部位出现应力集中并产生断裂，会干扰对模拟内腔冲击孔的测试效果，导致测试结果不准确。
112.本公开的一疲劳模拟件实施例中，夹持段设置有销孔，且销孔位于夹持段中心靠近叶身段的一侧。
113.其中，可以将销孔设置在夹持段中心靠近叶身段的一侧，该销孔的中心在矩形横截面上更靠近叶身段，距夹持段外侧相对较远，以避免疲劳测试过程中夹持段由于承载过大应力产生断裂。
114.本公开提供的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件，该疲劳模拟件采用矩形平板样式，包括叶身段与夹持段。其中，叶身段采用前述涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法得到。该方法对待模拟的涡轮叶片先进行静强度分析，以获得其中内腔冲击孔对应的第一分析结果，并根据涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数构建模拟该内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型，进而对该疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果；在第二分析结果的基础上，对该疲劳模拟件几何模型进行调整迭代，以使第二分析结果与第一分析结果满足疲劳模拟件的设计目标。上述方法实通过充分表征涡轮叶片的内腔冲击孔的几何、载荷特征，使设计得到的疲劳模拟件能够准确地测试涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳寿命，实现对涡轮叶片结构强度、疲劳寿命的有效评估，在工程中能够更好地指导涡轮叶片的结构设计、制造生产以及实际应用。
115.进一步的，在疲劳模拟件中，叶身段与夹持段通过圆弧形状的过渡段连接，以避免叶身段与夹持段连接处易产生应力集中而断裂；销孔位于夹持段中心靠近叶身段的一侧，避免夹持段上承载过大应力而断裂，有效提高了疲劳测试的实验效果。
116.此外，上述附图仅是根据本公开示例性实施例的方法所包括的处理的示意性说明，而不是限制目的。易于理解，上述附图所示的处理并不表明或限制这些处理的时间顺序。另外，也易于理解，这些处理可以是例如在多个模块中同步或异步执行的。
117.应可理解的是，本公开不将其应用限制到本说明书提出的构件的详细结构和布置方式。本公开能够具有其他实施方式，并且能够以多种方式实现并且执行。前述变形形式和修改形式落在本公开的范围内。应可理解的是，本说明书公开和限定的本公开延伸到文中和/或附图中提到或明显的两个或两个以上单独特征的所有可替代组合。所有这些不同的组合构成本公开的多个可替代方面。本说明书的实施方式说明了已知用于实现本公开的最佳方式，并且将使本领域技术人员能够利用本公开。

技术特征：
1.一种涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法，其特征在于，所述方法包括：对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析，获得所述涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一分析结果；获取所述涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数，并构建模拟所述内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型；对所述疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果，并根据所述第二分析结果迭代调整所述疲劳模拟件几何模型，以使所述第二分析结果与所述第一分析结果满足所述疲劳模拟件的设计目标。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析，获得所述涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一分析结果，包括：对待模拟的所述涡轮叶片进行静强度分析获得所述涡轮叶片中内腔冲击孔对应的第一应力应变分布；根据所述第一应力应变分布确定所述内腔冲击孔对应的第一危险部位。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一应力应变分布确定所述内腔冲击孔对应的第一危险部位之后，还包括：在所述内腔冲击孔中，获得所述第一危险部位沿扰流柱方向的第一切面；沿所述第一切面确定所述内腔冲击孔的第一应力路径，并获取所述第一应力路径上的第二应力应变分布。4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述获取所述涡轮叶片中内腔冲击孔的几何参数，并构建模拟所述内腔冲击孔的疲劳模拟件几何模型，包括：在所述涡轮叶片中确定所述内腔冲击孔与扰流柱连接处的扰流柱位置，并在所述扰流柱位置处分别确定第一截面与第二截面，以使所述第一截面与所述第二截面间包括所述内腔冲击孔的第一危险部位；在所述第一截面与所述第二截面之间测量所述内腔冲击孔的几何参数，所述几何参数包括截面距离、内腔冲击孔长度、内腔冲击孔宽度、内腔冲击孔截面夹角和内腔冲击孔倒圆角中的一种以上；根据所述几何参数构建所述疲劳模拟件几何模型。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述疲劳模拟件几何模型上包括模拟内腔冲击孔，所述根据所述几何参数构建所述疲劳模拟件几何模型，包括：根据所述截面距离、所述内腔冲击孔长度和所述内腔冲击孔宽度设置所述模拟内腔冲击孔的尺寸，根据所述内腔冲击孔截面夹角设置所述模拟内腔冲击孔的倾斜角度，以及根据所述内腔冲击孔倒圆角设置所述模拟内腔冲击孔的倒圆角，构建所述疲劳模拟件几何模型。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对所述疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果，包括：对所述疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第三应力应变分布；根据所述第三应力应变分布确定所述疲劳模拟件几何模型对应的第二危险部位，以及所述第二危险部位对应的应力最大值。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述根据所述第三应力应变分布确定所述
疲劳模拟件几何模型对应的第二危险部位，以及所述第二危险部位对应的应力最大值之后，还包括：在所述疲劳模拟件几何模型中，获取所述第二危险部位在所述应力最大值处的第二切面；沿所述第二切面确定所述模拟内腔冲击孔的第二应力路径，并获取所述第二应力路径上的第四应力应变分布。8.一种涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件，其特征在于，所述疲劳模拟件为矩形平板样式，所述疲劳模拟件包括叶身段与夹持段；其中，所述叶身段采用权利要求1至7任一所述的涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法获得。9.根据权利要求8所述的疲劳模拟件，其特征在于，所述叶身段与所述夹持段采用圆弧形状的过渡段连接。10.根据权利要求8所述的疲劳模拟件，其特征在于，所述夹持段设置有销孔，且所述销孔位于所述夹持段中心靠近所述叶身段的一侧。

技术总结
本公开提供了一种涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳模拟件设计方法及疲劳模拟件，属于涡轮叶片设计技术领域。该方法对待模拟的涡轮叶片进行静强度分析，获得其中内腔冲击孔的第一分析结果，并根据内腔冲击孔的几何参数构建疲劳模拟件几何模型，进而对该疲劳模拟件几何模型进行静强度分析获得第二分析结果；根据第二分析结果对该疲劳模拟件几何模型进行调整迭代，以使其满足疲劳模拟件的设计目标。该方法实通过充分表征涡轮叶片内腔冲击孔的几何、载荷特征，使获得的疲劳模拟件能够准确测试涡轮叶片内腔冲击孔的疲劳寿命，实现对涡轮叶片结构强度、疲劳寿命的有效评估，在工程中能够更好地指导涡轮叶片的结构设计、制造生产以及实际应用。用。用。


技术研发人员：杨未柱 李涛 孙景国 王睿 魏佳佳 李磊 岳珠峰 刘建军 陈昕杰
受保护的技术使用者：中国船舶重工集团公司第七0三研究所
技术研发日：2023.04.26
技术公布日：2023/8/22