一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法
阅读说明：本技术 一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法 (Design method of combustion chamber casing hole structure characteristic simulation test piece ) 是由 王彦菊 贾旭 胡绪腾 沙爱学 于 2021-09-08 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法,计算评估燃烧室机匣的孔结构特征部位影响边界,确定模拟该孔结构特征的试件局部和总体形貌；并与同规格虚拟裂纹前缘应力强度因子分布一致性条件,对孔结构特征模拟试件的局部尺寸和载荷模式进行优化设计。通过优化模拟试件中模拟孔结构特征段尺寸,使其虚拟裂纹的应力强度因子随裂纹尺寸的分布与实际燃烧室机匣中同规格裂纹前缘的应力强度因子分布一致,一方面将双变量空间的应力等效设计问题转变为一维单变量空间的应力强度因子等效设计问题,另一方面使模拟试件在足够的裂纹萌生与扩展区域内与实际结构的疲劳过程保持一致,进一步提高燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计的准确性。(The invention discloses a design method of a hole structure characteristic simulation test piece of a combustion chamber casing, which is used for calculating and evaluating the influence boundary of a hole structure characteristic part of the combustion chamber casing and determining the local and overall appearance of the test piece simulating the hole structure characteristic; and optimally designing the local size and the load mode of the hole structure characteristic simulation test piece according to the distribution consistency condition of the stress intensity factor of the virtual crack front edge with the same specification. By optimizing the size of the characteristic section of the simulated hole structure in the simulated test piece, the distribution of the stress intensity factor of the virtual crack along with the size of the crack is consistent with the distribution of the stress intensity factor of the front edge of the crack with the same specification in the actual combustion chamber casing, on one hand, the stress equivalent design problem of a bivariate space is converted into the stress intensity factor equivalent design problem of a one-dimensional univariate space, on the other hand, the simulated test piece is consistent with the fatigue process of the actual structure in an enough crack initiation and expansion area, and the accuracy of the design of the simulated test piece of the combustion chamber casing hole structure characteristic is further improved.)
技术领域
本发明涉及一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法，属于航空发动机疲劳与损伤容限技术领域。
背景技术
燃烧室机匣上在油孔、气孔、点火孔和孔探孔等孔结构区域具有显著的应力集中，这些应力集中区域是影响燃烧室机匣结构疲劳寿命的危险特征部位。鉴于航空发动机燃烧室结构复杂，价格昂贵，开展燃烧室部件乃至整机疲劳试验来评估机匣孔结构特征对于结构疲劳寿命的影响，周期长且价格昂贵。而通过设计和开展大量模拟机匣孔结构特征的元件，并开展孔结构特征元件级疲劳试验或裂纹扩展试验，不仅经济而且周期短，数据更可靠，日渐成为工程中评估燃烧室机匣孔结构疲劳寿命和裂纹扩展寿命的重要手段，而模拟孔结构的特征元件设计的准确性则成为决定燃烧室结构疲劳寿命和裂纹扩展寿命评估结果可信度的关键。
一般地，裂纹萌生点为结构表面第一主应力点最大值点，也称为危险点，裂纹扩展平面为第一主应力法平面。除材料性能参数外，法平面上的双向应力梯度是影响结构危险点处裂纹萌生和扩展的主要因素。因此在设计模拟孔结构特征的元件(试件)时，首先要保证试件与机匣孔结构的材料和环境温度等相同，另外就是要保证二者的第一主应力法平面上的双向应力梯度相同，前者通常容易保证，而后者则成为模拟孔结构特征元件等效设计的重点和难点，也是结构特征元件(试件)设计的终极目标。实际设计中，双向应力梯度往往难以参量化描述，且元件应包含的机匣孔结构边界难以定量界定，目前已公开的文献和专利中尚未见报道。
现有文献“陆山,王春光,陈军.任意最大应力梯度路径轮盘模拟件设计方法[J].航空动力学报,2010(09):2000-2005.”提出了第一主应力最大梯度路径和路径上的主应力分布一致原则的轮盘二维模拟试件设计方法，仅考虑了一个方向的应力梯度。
现有文献“杨兴宇,董立伟,耿中行,等.某压气机轮盘榫槽低循环疲劳模拟件设计与试验[J].航空动力学报,2008(10):83-88.”和“郑小梅,孙燕涛,杨兴宇,等.某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔低循环疲劳模拟件设计[J].航空动力学报,2018,33(10):56-63.”均采用了最大应力点部位0.8mm(工程裂纹长度)之内的第一主应力和应变的等效设计原则进行模拟件设计，但未考虑裂纹扩展后的应力等效。
现有专利CN201810796385.5《一种压气机盘螺栓孔模拟件设计方法》提出轮盘螺栓孔边周向应力最大点某一距离以内存在明显变化，而在距离之外基本稳定不变，则以该距离内孔边周向应力分布(应力值和应力梯度)的一致性作为优化目标来设计螺栓孔模拟件，未考虑其他方向的应力梯度。
现有专利CN201810808785.3《一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法》公开通过比较方形模拟件上角裂纹应力强度因子与断裂韧度值计算临界裂纹长度，进一步地，确定模拟件的厚度为临界裂纹长度的一半以上。一方面方形截面角裂纹应力强度因子计算采用手册计算公式，另一方面这一措施的目的仅为保证裂纹具有足够的扩展空间而未考虑实际轮盘中裂纹的扩展情况。
通过应力强度因子权函数理论可知，决定裂纹前缘应力强度因子的因素有两个，分别为裂纹体假设无裂纹时沿原裂纹面上的应力分布以及几何因素(即权函数)。那么对于两种局部几何相似的裂纹体而言，两者几何因素相同，若应力强度因子分布也相同则可说明两者裂纹面上的应力分布是相似的。根据以上原理可通过应力强度因子分布指示两种结构裂纹扩展平面上的双变量应力分布的一致性。
另一方面，一个优秀的设计应该能使结构特征元件(试件)的裂纹萌生和扩展在足够大的区域内保持与实际结构件一致，才能准确模拟实际构件中的疲劳过程。而已公开的文献往往在一个小范围内保证两者的应力分布吻合，不足以证实疲劳过程的一致性。现有理论表明，航空发动机燃烧室机匣的材料为典型高强材料，其裂纹扩展速率可由应力强度因子这一参量控制，在设计中应保证模拟试件与实际结构的应力强度因子一致。
本发明提出了一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法，采用应力强度因子参量作为设计目标，保证燃烧室机匣孔结构部位与特征模拟试件的双向应力梯度分布一致。
发明内容
本发明的目的是：面向航空发动机燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计需求，提供一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法，以解决结构特征模拟件的设计过程中需考虑危险特征部位双向应力梯度的难题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：
一种燃烧室机匣孔结构特征模拟试件设计方法，包括以下步骤：
第一步，对燃烧室机匣上的实际孔结构进行线弹性有限元应力分析，提取实际孔结构特征部位最大主应力法平面；
第二步，向燃烧室机匣的实际孔结构几何模型的最大主应力部位插入虚拟裂纹，再次进行弹性有限元分析提取裂纹前缘表面点和最深点的应力强度因子，通过与材料的裂纹扩展门槛值和断裂韧性比较，确定法平面上虚拟裂纹尺寸最小边界和最大边界，计算虚拟裂纹尺寸边界范围内不同尺寸的裂纹的应力强度因子，获得裂纹前缘点应力强度因子随裂纹尺寸的分布；
第三步，计算评估燃烧室机匣的孔结构特征部位影响边界，确定模拟该孔结构特征的试件局部和总体形貌；
第四步，基于与步骤二中同规格虚拟裂纹前缘应力强度因子分布一致性条件对孔结构特征模拟试件的局部尺寸和载荷模式进行优化设计。
所述步骤二中虚拟裂纹不是实际孔结构特征部位的真实裂纹，而是在所述最大主应力法平面上假设的裂纹，裂纹扩展方向为最大主应力梯度方向；若主应力点位于孔面上，则插入的虚拟裂纹为表面裂纹，若主应力点位于孔棱上，则插入的虚拟裂纹为角裂纹。
所述虚拟裂纹形状为工程普适性的前缘为半椭圆的表面裂纹、或四分之一椭圆的角裂纹或直线的穿透裂纹；半椭圆表面裂纹表面长度为深度的2倍，四分之一椭圆角裂纹两表面长度相等；半椭圆表面裂纹或四分之一椭圆角裂纹的椭圆中心位于孔结构特征部位最大主应力点；
所述步骤二中虚拟裂纹尺寸边界的最小值由实际孔结构特征部位裂纹尺寸增加使其裂纹前缘应力强度因子达到材料裂纹扩展门槛值决定；
虚拟裂纹尺寸边界的最大值由实际孔结构特征部位裂纹尺寸增加使其裂纹前缘应力强度因子达到材料裂纹断裂韧性决定；
若增大表面裂纹尺寸达到结构边界而应力强度因子仍未达到断裂韧性，则裂纹类型转变为角裂纹或穿透裂纹，同理，若四分之一椭圆角裂纹的尺寸达到结构边界却未达到断裂韧性则转变为穿透裂纹，直至裂纹尺寸增加使裂纹前缘的应力强度因子等于断裂韧性，此时的裂纹尺寸即为虚拟裂纹尺寸的最大边界。
所述步骤二中裂纹前缘点应力强度因子随裂纹尺寸的分布为随裂纹尺寸变化的裂纹表面点和最深点的应力强度因子的分布，其中半椭圆表面裂纹前缘点为两个表面点和一个最深点，四分之一椭圆角裂纹和穿透裂纹的前缘点为两个表面点。
所述步骤三中燃烧室机匣的孔结构特征影响边界为2倍虚拟裂纹尺寸边界的最大值；
孔结构特征模拟试件的试验段初始形貌为机匣上实际孔结构特征几何构型；孔结构特征模拟试件两端加载段采用螺栓形式。
所述孔结构特征模拟试件的加载方式为两端加载轴共线或非共线，非共线加载用于实现弯曲载荷的施加，试验段与加载段采用圆弧过渡。
所述步骤四中优化流程包括：
指定试件中模拟孔结构特征的试验段各尺寸、加载轴偏心距、载荷大小为设计变量，建立试件几何模型，在试件最大主应力法平面上的最大主应力部位插入虚拟裂纹并计算裂纹前缘点应力强度因子，重复插入不同尺寸裂纹计算获得与步骤二中同规格裂纹前缘点的应力强度因子，形成随裂纹尺寸变化的应力强度因子分布；与步骤二中应力强度因子分布进行对比，判断是否满足设计要求，若满足则形成最终设计，否则修改设计变量，重新计算并比较试件中虚拟裂纹的应力强度因子分布，直至满足条件得到最终设计。
优选地，所述设计要求是指步骤四与步骤二中应力强度因子分布相对误差的均方根是否小于5％。
本发明的有益效果是：本发明为航空发动机燃烧室机匣孔结构特征提供了一种考虑双向应力梯度的模拟件的设计方法。该方法不需要直接比对燃烧室机匣和模拟试件孔结构特征部位的大量双向应力数值，而只需要对比虚拟裂纹前缘点的归一化应力强度因子分布，大量简化了几何优化时的设计目标数据，不仅提高了设计效率，而且采用应力强度因子等效设计更符合物理模型，也就更能保证模拟件与实际构件的疲劳过程一致性，显著提高模拟试件的设计准确性。
附图说明
图1燃烧室机匣孔结构特征部位应力分布示图；
图2实际孔结构特征部位可能插入的虚拟的半椭圆表面裂纹、四分一椭圆角裂纹或直线穿透裂纹；
图3虚拟的半椭圆表面裂纹、四分之一椭圆角裂纹和穿透裂纹的关键点；
图4燃油孔结构部位的主应力分布；
图5虚拟角裂纹增大至穿透裂纹示意图；
图6随尺寸增加的归一化的应力强度因子示意图；
图7试件中与机匣孔结构特征相近的部分；
图8试件几何形貌；
图9试件的尺寸优化参数；
图10本发明的方法流程图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面将详细描述本发明实施例的各个方面的特征。本发明设计方法流程图如图10所示，包括以下步骤：
第一步，对燃烧室机匣的实际孔结构进行线弹性有限元分析，提取实际孔结构特征部位最大主应力法平面。对燃烧室机匣的实际孔结构进行线弹性有限元分析所需要的数据包括燃烧室机匣几何模型，工作压力与约束，工作温度场以及工作温度下材料的弹性模量、泊松比。燃烧室机匣孔结构特征包括燃油孔(孔径较大)、点火器开孔、气孔或孔探孔等，孔结构特征部位应力分布示意图如图1。本实施例将以燃油孔为例展开说明。
第二步，向燃烧室机匣的实际孔结构几何模型的最大主应力部位插入虚拟裂纹，再次进行弹性有限元分析提取裂纹前缘表面点和最深点的应力强度因子，通过与材料的裂纹扩展门槛值和断裂韧性比较，确定法平面上虚拟裂纹尺寸最小边界和最大边界，计算虚拟裂纹尺寸边界范围内不同尺寸的裂纹的应力强度因子，获得裂纹前缘点应力强度因子随裂纹尺寸的分布。
其中虚拟裂纹不是实际孔结构特征部位的真实裂纹，而是在“第一步”所得的最大主应力法平面上假设的裂纹，裂纹扩展方向为最大主应力梯度方向，虚拟裂纹形状为工程普适性的前缘为半椭圆的表面裂纹、或四分之一椭圆的角裂纹或直线的穿透裂纹；半椭圆表面裂纹表面长度为深度的2倍，四分之一椭圆角裂纹两表面长度相等；半椭圆表面裂纹或四分之一椭圆角裂纹的椭圆中心位于孔结构特征部位最大主应力点；若主应力点位于孔面上，则插入的虚拟裂纹为表面裂纹，若主应力点位于孔棱上，则插入的虚拟裂纹为角裂纹(如图2)。表面裂纹表面长度2c与裂纹深度a，以及角裂纹的孔边表面长度c和侧面表面长度a的关系如下：
c＝a
第二步中虚拟裂纹尺寸边界的最小值amin由实际孔结构特征部位裂纹尺寸增加使其裂纹前缘应力强度因子达到材料裂纹扩展门槛值ΔKth决定，虚拟裂纹尺寸边界的最大值amax由实际孔结构特征部位裂纹尺寸增加使其裂纹前缘应力强度因子达到材料裂纹断裂韧性KIC决定。其中，若增大表面裂纹尺寸达到结构边界而应力强度因子仍未达到断裂韧性，则裂纹类型转变为角裂纹或穿透裂纹，同理，若四分之一椭圆角裂纹的尺寸达到结构边界却未达到断裂韧性则转变为穿透裂纹，直至裂纹尺寸增加使裂纹前缘的应力强度因子等于断裂韧性，此时的裂纹尺寸即为虚拟裂纹尺寸的最大边界。表面裂纹、角裂纹以及穿透裂纹的前缘点如图3所示。
本实施例中燃油孔结构部位的主应力分布如图4，主应力最大点位于孔棱上，因此在该部位插入四分之一椭圆角裂纹，在双向梯度应力下决定四分之一椭圆角裂纹扩展至少包括孔表面点tip c-点以及侧表面点tip a+，因此决定裂纹尺寸边界需考虑裂纹前缘点的应力强度因子，即：
当时,amin＝a
当时,amax＝a
其中P代表决定应力强度因子的载荷因素，F…代表决定应力强度因子的燃烧室机匣几何因素，机匣孔结构特征部位裂纹应力强度因子是关于裂纹尺寸a和c的单调递增函数。首先需要逐步计算递增裂纹尺寸下各点的应力强度因子，然后拟合出应力强度因子关于裂纹尺寸c的表达式，最后求解上述两个等式。若四分之一椭圆表面裂纹增加至几何边界而未达到断裂韧性，则转变为穿透裂纹。并以穿透裂纹的前缘点达到断裂韧性时的a值作为amax。如图5示例为等间隔尺寸增加的角裂纹达到几何尺寸边界后转变为等间隔增加的穿透裂纹，直至穿透裂纹的前缘点应力强度因子超过断裂韧性。
第二步中裂纹前缘点应力强度因子随裂纹尺寸的分布为随裂纹尺寸变化的裂纹表面点和最深点的应力强度因子的分布，作为应力强度分布梯度的表示。本实施例中四分之一椭圆角裂纹至穿透裂纹随尺寸增加的归一化的应力强度因子示意图，如图6。
第三步，计算评估燃烧室机匣的孔结构特征部位影响边界，确定模拟该孔结构特征的试件局部和总体形貌。其中燃烧室机匣的孔结构特征影响边界为2倍虚拟裂纹尺寸边界的最大值，用于模拟机匣孔结构特征的试件的试验段形貌应近似于影响边界内的机匣上实际孔结构特征形貌，例如，孔结构特征影响边界为球形(如图7)，则球形半径R为：
R＝2amax
孔结构特征模拟试件两端加载段采用螺栓形式，本实施例中两端螺纹加载轴为共线设计，试验段与加载段采用圆弧过渡，如图8所示。
第四步，基于与第二步中同规格虚拟裂纹前缘应力强度因子归一化分布一致性条件对孔结构特征模拟试件的试验段局部各尺寸、加载轴偏心距和载荷大小进行优化设计，本实施例包括：指定试件中模拟孔结构特征的试验段各尺寸为设计变量(如图9所示，L1为试验段宽度、L2为缺口补强宽度、L3为缺口深度、L4为缺口补强的厚度)，加载轴偏心距为0，载荷大小为试样两端螺纹传递的轴向力值，然后建立试件几何模型，在试件最大主应力法平面上的最大主应力部位插入虚拟裂纹并计算裂纹前缘点应力强度因子，重复插入不同尺寸裂纹计算获得与第二步中同规格裂纹前缘点的应力强度因子，形成随裂纹尺寸变化的应力强度因子分布，最后与第二步中应力强度因子分布进行对比，判断两者相对误差的均方根是否小于5％，若是则形成最终设计，若否则修改设计变量重新计算和比较试件中虚拟裂纹的应力强度因子归一化分布，直至小于5％得到最终设计。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
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