一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法与流程

1.本技术涉及管路连接技术领域，特别涉及一种低阻航空管路转向器。


背景技术：

2.在航空发动机事故中，叶片振动疲劳问题是导致结构破坏的主要因素。提高叶片振动疲劳极限是提高叶片抗高周疲劳能力的重要措施之一。现有技术中通常采用表面强化来提高叶片的疲劳强度，例如喷丸强化、激光冲击强化和振动光饰等方法，另外还可以采用疲劳极限更高的材料来制造叶片。
3.然而上述方法对工艺要求较高，且制造周期长、成本高，存在极大的限制。尤其是对于高压涡轮工作叶片，其结构形式一般为气冷空心叶片，结构复杂，存在大量的气膜孔、肋板和扰流柱，如图1所示。高压涡轮工作叶片振动疲劳极限较低，并且振动疲劳的薄弱环节经常出现在内腔。因此，对于气冷空心结构的高压涡轮工作叶片来说，目前常用的提高疲劳强度的方法存在以下问题：一方面是表明强化技术(如喷丸强化和激光强化)无法在高压涡轮工作叶片内腔使用，而内腔经常遇到疲劳失效问题，必须提高其疲劳强度；另一方面是受限于现有材料的研制技术，只能通过更改价格高、成熟度低的先进材料来提高内腔的疲劳强度，既提高成本又存在合格率低的问题。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
5.本技术的技术方案是：一种提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法，其特征在于，包括：
6.获得所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果；
7.根据所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果，对振动疲劳试验中产生裂纹的高压涡轮工作叶片进行解剖和断口检查分析，确定裂纹起源位置和裂纹性质，裂纹起源位置即疲劳强度薄弱部位，所述高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位位于叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处；
8.根据高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位的成因，确定所述高压涡轮工作叶片的伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处的倒角半径和内腔宽度为关键设计参数；
9.在保证满足冷气流量和静强度设计前提下，增大所述内腔宽度，以及将原转接倒角处的单圆弧结构改进为多圆弧过渡结构，实现关键设计参数的改进，从而提供所述高压涡轮工作叶片疲劳强度。
10.进一步的，获得所述高压涡轮工作叶片的疲劳强度结果包括：
11.通过开展高压涡轮工作叶片振动特性分析，获得高压涡轮工作叶片振动应力分布；
12.之后开展振动疲劳试验获得所述高压涡轮工作叶片疲劳强度结果。
13.进一步的，所述多圆弧过渡结构中，第一倒角圆弧与所述内腔侧面相切，第二倒角圆弧与第一倒角圆弧相切。
14.进一步的，所述第一倒角圆弧的内径r2＝(0.75～1.5)h，h为内腔宽度。
15.进一步的，根据所述高压涡轮工作叶片的应力分析结果调整所述第二倒角圆弧的半径。
16.进一步的，还包括：
17.开展改进后的高压涡轮工作叶片振动疲劳试验，以验证改进后的高压涡轮工作叶片内腔隔板与盆背侧的倒角部位是否不再是疲劳强度薄弱部位以及疲劳强度是否提高；
18.若疲劳强度达到收敛要求，则设计完成；若不满足收敛要求，则按重新进行关键设计成参数的改进，直至满足高周疲劳设计要求。
19.另一方面，本技术还提供了一种高压涡轮工作叶片，所述高压涡轮工作叶片为气冷空心结构，且所述高压涡轮工作叶片的伸根内腔隔板与盆背侧具有转接倒角，所述高压涡轮工作叶片按照如上中任一所述的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法进行设计得到。
20.本技术的方法可有效降低高压涡轮工作叶片内腔结构转接部位的应力集中，使其不再是疲劳强度薄弱部位，并且提高叶片疲劳强度，进而提升了叶片抗高周疲劳能力。本技术中所涉及的结构，不影响高压涡轮工作叶片的气动性能和结构可靠性，没有工艺限制，易于实现和广泛应用。
附图说明
21.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
22.图1为现有技术中的高压涡轮工作叶片结构示意图。
23.图2为本技术中的提高高压涡轮工作叶片疲劳强度的方法流程图。
24.图3为本技术中的高压涡轮工作叶片叶根内腔结构示意图。
25.图4为图3中a-a和/或b-b截面示意图。
26.图5为本技术所涉及的叶根内腔局部改进结构示意图。
具体实施方式
27.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
28.本技术提出了一种提高高压涡轮工作叶片(以下或简称叶片)内腔部位的疲劳强度的方法，本方法通过对内腔关键位置的设计尺寸进行优化，可以有效提升高压涡轮工作叶片内部结构的疲劳强度，改动量小，对高压涡轮工作叶片的强度、振动均无大的影响，且该方法无需更改工艺，不需更换叶片材料，不增加成本。
29.如图2所示，本技术提供的降低高压涡轮工作叶片局部疲劳强度的方法，包括以下步骤：
30.s1、确定输入
31.通过开展高压涡轮工作叶片振动特性分析，获得叶片振动应力分布，从而为高压
涡轮工作叶片振动疲劳试验设计提供依据，之后开展振动疲劳试验获得叶片疲劳强度结果。
32.s2、确定疲劳强度薄弱部位
33.对振动疲劳试验中产生裂纹的高压涡轮工作叶片试验件进行解剖和断口检查分析，确定裂纹起源位置和裂纹性质，裂纹起源位置即疲劳强度薄弱部位。
34.通过试验结果表明，高压涡轮工作叶片疲劳强度的薄弱部位经常位于叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处，如图3中“a-a”和“b-b”截面位置及图4中的薄弱部位示意图。由于该位置空间有限，转接倒角半径较小，因此存在较大的径向应力集中，在一弯振型下该位置振动应力较高，容易失效。
35.s3、确定关键设计参数
36.导致叶片伸根内腔隔板与盆背侧的转接倒角处疲劳强度较弱的主要原因是该位置存在较大的径向应力集中，应力集中主要取决于倒角半径r0的大小，而内腔宽度h越大，倒角半径r0就可以越大。因此本技术中确定关键设计参数为内腔隔板与盆背侧的倒角半径r0和内腔宽度h。
37.s4、结构改进设计
38.如图5所示的叶片内腔局部结构改进前后对比示意图，本技术中将原来的单圆弧r0，改进为多圆弧过渡的结构，其中，在改进后的结构中：
39.1)尽量增加内腔宽度h，内腔宽度h主要受冷气流量和叶片静强度设计的影响，在保证满足冷气流量和静强度设计前提下，增大内腔宽度h；
40.2)最上侧的倒角内径r2与内腔侧面相切，且该内径r2应尽量大；在本技术优选实施例中，该最上侧的倒角内径r2＝(0.75～1.5)h，从而可以有效减小该部位的径向应力集中，进而提高疲劳强度；
41.3)下侧的倒角半径r1与上侧的倒角半径r2相切，且切点位置尽量低(即靠近内腔隔板的底部)，可根据应力分析结果适当调整倒角半径r1大小。
42.需要说明的是，本技术中多圆弧结构为两个及以上。当该圆弧为三个或多个时，最上侧的倒角和最底侧的倒角与中间过渡的圆弧相切。在本技术优选实施例中，该多圆弧过渡结构即为两个即可，可以避免圆弧结构过多而导致加工难度的增大。
43.通过上述过程，即可以提高高压涡轮工作叶片的疲劳强度，但本技术中为了得到更加优秀的高压涡轮工作叶片，本技术的方法中还包括如下步骤：
44.s5、振动疲劳试验验证
45.通过开展改进后的叶片振动疲劳试验，以验证改进后的高压涡轮工作叶片内腔隔板与盆背侧的倒角部位是否不再是疲劳强度薄弱部位，以及疲劳强度是否提高，从而验证改进结构的有效性。
46.试验验证后，若疲劳强度满足要求，则设计完成；若不满足收敛要求，则按重新进行步骤s4的结构改进设计，直至满足高周疲劳设计要求。
47.本技术的方法可有效降低高压涡轮工作叶片内腔结构转接部位的应力集中，使其不再是疲劳强度薄弱部位，并且提高叶片疲劳强度，进而提升了叶片抗高周疲劳能力。本技术中所涉及的结构，不影响高压涡轮工作叶片的气动性能和结构可靠性，没有工艺限制，易于实现和广泛应用。
48.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。