(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210903397.X (22)申请日 2022.07.26 (71)申请人 北京航空航天大 学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 陈校生　胡殿印　王荣桥　 (74)专利代理 机构 北京科迪生专利代理有限责 任公司 1 1251 专利代理师 金怡　邓治平 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 119/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕 变模拟件设计方法 (57)摘要 本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片后缘 冷却孔的蠕变模拟件设计方法， 包括确定涡轮叶 片危险截面， 获取危险截面几何模型， 测量危险 截面后缘及后缘冷却孔几何尺 寸； 获取涡轮叶片 的工况条件以及工况条件下的材料性能参数； 获 取危险截面后缘冷却孔孔边蠕变应变率最大点 的沿轴向的蠕变应变率分布和不同时间蠕变应 变分布； 确定带孔模拟件基本形状； 结合有限元 蠕变分析， 修正带孔模拟件形状， 保证模拟件孔 与涡轮叶片危险截面后缘冷却孔孔边蠕变应变 率最大点的位置、 蠕变应变率分布、 不同时间蠕 变应变分布分别一致。 本发明提出的方法用以研 究后缘冷却孔对航空发动机涡轮叶片蠕变寿命 的影响， 能够模拟真实涡轮叶片后缘冷却孔部位 的蠕变试验效果。 权利要求书1页 说明书4页 附图4页 CN 115329482 A 2022.11.11 CN 115329482 A 1.一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕变模拟件设计方法， 其特征在于， 包括如 下步骤： 步骤(1)： 确定涡轮叶片危险截面， 获取危险截面的几何模型， 测量危 险截面后缘及后 缘冷却孔的几何尺寸； 步骤(2)： 获取涡轮叶片的工况条件以及工况条件下的材料性能参数； 所述工况条件包 括涡轮叶片工作的温度、 受到的离心载荷和气动载荷； 所述材料性能参数包括涡轮叶片材 料的密度， 在工作温度下的弹性模量、 泊松比、 膨胀系数和蠕变本构参数； 步骤(3)： 依据步骤(1)中的所述几何模型和所述步骤(2)中的所述工况条件以及工况 条件下的材料性能参数， 建立涡轮叶片有限元蠕变分析模型， 计算获得危险截面后缘冷却 孔孔边蠕变应变率最大点， 获取 该点的蠕变 应变率和不同时间蠕变 应变分布； 步骤(4)： 基于后缘及后缘冷却孔的几何尺寸确定带孔的模拟件基本形状； 依据所述步 骤(1)中所述的几何尺寸， 确定危险截面后缘到叶身的厚度变化远小于后缘最大厚度， 且后 缘的厚度远小于后缘的长度； 确定后缘冷却 孔为沿着后缘长度方向的柱形通孔， 且与涡轮 叶片横截面成一定的角度， 且模拟件孔的角度、 直径与后缘冷却孔的角度、 直径相同， 至此 完成模拟件基本形状的确定； 步骤(5)： 通过调整所述步骤(4)所述的模拟件孔在厚度方向的位置和单轴拉伸载荷， 进行有限元蠕变分析， 保证所述模拟件孔的孔边蠕变应变率最大点的位置、 蠕变应变率分 布、 不同时间蠕变应变分布与涡轮叶片危险截面后缘冷却孔孔边蠕变应变率最大点的位 置、 蠕变应变率分布、 不同时间蠕变 应变分布相同。 2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕变模拟件设计方 法， 其特征在于： 所述 步骤(1)中的涡轮叶片危险截面 通过有限元仿真或试验确定 。 3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕变模拟件设计方 法， 其特征在于： 所述几何模型指通过计算机辅助设计软件设计完成的涡轮叶片三维几何 模型。 4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕变模拟件设计方 法， 其特征在于： 所述后缘及后缘冷却孔的几何尺寸包括危险截面后缘的厚度、 后缘到叶身 之间变化的厚度、 后缘的长度、 后缘冷却孔的直径、 后缘冷却孔的长度和 后缘冷却孔相对于 后缘的空间位置 。 5.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕变模拟件设计方 法， 其特征在于： 所述步骤(4)中， 所述模拟件采用等 厚平板， 所述等 厚平板的长度为后缘的 长度， 厚度为后缘 最大厚度。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115329482 A 2一种航空发动机涡轮叶片 后缘冷却孔的蠕变模拟件设计方 法 技术领域 [0001]本发明属于航空航天发动机技术领域， 具体涉及 一种航空发动机涡轮叶片后缘冷 却孔的蠕变模拟件设计方法。 背景技术 [0002]涡轮叶片是航空发动机的关键安全件， 在 服役过程中承受着复杂交变的力载荷和 温度载荷， 制约着航空发动机的使用寿命。 针对持久性方面， 涡轮叶片工作时， 遭受着涡轮 高速旋转带来的巨大离心载荷， 高速燃气冲击叶片带来的气动压力载荷， 高温燃气以及温 度梯度带来的温度载荷， 材料在长时间的高温及离心力、 压力载荷作用下， 尽管应力水平低 于屈服极限， 但还是会发生连续的缓慢的不可恢复的变形， 不仅会降低 发动机的飞行效率 还会导致叶片产生径向伸长、 扭转和弯曲， 且随着变形量增大到超过材料的延性范围时， 材 料将会蠕变断裂。 目前涡轮叶片蠕变寿命预测仍缺少试验数据 的支持， 需要完整的、 可靠 的、 经过试验验证的发动机强度设计系统。 冷却孔是涡轮叶片上比较常见的结构， 其尺寸相 对较小， 会造成应力集中效应， 大大降低 持久寿命。 因此， 有必要对冷却孔部位的蠕变性能 进行分析。 但采用真实叶片试验成本高昂， 且缺少冷却孔部位的模拟件设计方法， 因此需要 提出相应模拟件设计方法。 发明内容 [0003]为克服现有技术的不足， 本发明提供一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕变 模拟件设计方法， 具体包括如下步骤： [0004]本发明的解决方案为： 一种航空发动机涡轮叶片后缘冷却孔的蠕变模拟件设计方 法， 以涡轮叶片后缘冷却 孔为模拟部位， 根据涡轮叶片危险截面后缘及后缘冷却 孔几何尺 寸确定模拟件为等 厚平板， 平板的长度为后缘的长度， 平板的厚度为后缘最大厚度， 模拟件 孔为沿着长度方向的柱形通孔， 通过优化模拟件孔的位置保证蠕变应变率最大点的位置、 蠕变应变率、 Von Mises等效应力与涡轮叶片危险截面后缘冷却孔 一致， 实现步骤如下： [0005]步骤(1)： 确定涡轮叶片危险截面， 获取危险截面的几何模型， 测量危险截面后缘 及后缘冷却孔的几何尺寸； [0006]步骤(2)： 获取涡轮叶片的工况条件以及工况条件下的材料性能参数； 所述工况条 件包括涡轮叶片工作的温度、 受到的离心载荷和气动载荷； 所述材料性能参数包括涡轮叶 片材料的密度， 在工作温度下的弹性模量、 泊松比、 膨胀系数和蠕变本构参数； [0007]步骤(3)： 依据步骤(1)中的所述几何模型和所述步骤(2)中的所述工况条件以及 工况条件下 的材料性能参数， 建立涡轮叶片有限元蠕变分析模型， 计算获得危险截面后缘 冷却孔孔边蠕变应变率最大点， 获取 该点的蠕变 应变率和不同时间蠕变 应变分布； [0008]步骤(4)： 基于后缘及后缘冷却孔的几何尺寸确定带孔的模拟件基本形状； 依据所 述步骤(1)中所述的几何尺寸， 确定危险截面后缘到叶身的厚度变化远小于后缘最大厚度， 且后缘的厚度远小于后缘的长度； 确定后缘冷却 孔为沿着后缘长度方向的柱形通孔， 且与说　明　书 1/4 页 3 CN 115329482 A 3