本發(fā)明涉及確定發(fā)動機拉緊軸疲勞壽命的技術領域，特別是一種渦扇發(fā)動機拉緊軸疲勞試驗方法。

背景技術：

航空發(fā)動機是飛機的“心臟”，要確保“心臟”正常的工作，避免事故發(fā)生的前提條件和技術手段之一是保證發(fā)動機轉(zhuǎn)動零部件安全可靠地運行。航空發(fā)動機風扇軸作為航空發(fā)動機的關鍵轉(zhuǎn)動零部件之一，它的可靠性對整個飛機的安全可靠運行影響巨大。此外，大多數(shù)由機械故障導致的現(xiàn)代軍用戰(zhàn)斗機重大事故都與發(fā)動機有關，而近年來我國航空發(fā)動機轉(zhuǎn)動零部件的失效率較高，由轉(zhuǎn)動零部件失效都導致的事故已經(jīng)超過了重大飛機事故的80％，其中就包括轉(zhuǎn)子系統(tǒng)中的軸類零件。因此，加強對航空發(fā)動機零部件的疲勞壽命研究成為了航空發(fā)動機整機強度穩(wěn)定性設計的重要組成部分。

在航空發(fā)動機設計試制過程中，對風扇拉緊軸進行模擬加載疲勞試驗是一項重要的工作。風扇轉(zhuǎn)子由三級工作輪和后軸組成，工作輪和后軸之間借助端齒和拉緊軸連接，在第i級輪盤和后軸變形確定的情況下，轉(zhuǎn)子的剛性由拉緊軸的拉緊確保。該型發(fā)動機為長壽命使用發(fā)動機，風扇拉緊軸的疲勞壽命水平對于評價整機使用壽命極其重要。因此需要對拉緊軸進行低循環(huán)疲勞試驗考核，通過試驗檢驗拉緊軸設計和加工是否具有足夠強度和在壽命期具有足夠的疲勞壽命。在發(fā)動機上風扇拉緊軸主要承受軸向載荷，其中軸向載荷主要由裝配拉緊力、轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動離心力、氣動載荷引起的軸向力組成。風扇拉緊軸的結(jié)構(gòu)如圖1所示，其中d1、d2、d3分別表示不同部位的直徑。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明通過有限元計算方法與miner線性累積損傷理論，確定該型發(fā)動機拉緊軸的標準循環(huán)載荷譜，基于循環(huán)載荷譜成功的開展風扇拉緊軸的疲勞壽命試驗研究，進一步確定拉緊軸在標準循環(huán)載荷下的安全使用壽命，提供一種試驗方法簡單、試驗效率高、對發(fā)動機零部件定壽提供重要參考依據(jù)的渦扇發(fā)動機拉緊軸疲勞試驗方法。

本發(fā)明的目的通過以下技術方案來實現(xiàn)：一種渦扇發(fā)動機拉緊軸疲勞試驗方法，它包括以下步驟：

si、載荷建模分析：

si(1)、建立發(fā)動機風扇轉(zhuǎn)子強度計算有限元模型，其中葉片以平面應力單元模擬，離心力和葉片軸向重心位置與三維模型等效，剩余轉(zhuǎn)子零件以軸對稱單元模擬；

si(2)、采用ansys軟件對風扇轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)、裝配后預緊狀態(tài)、拉緊軸工作狀態(tài)進行有限元分析，其中包含對風扇轉(zhuǎn)子裝配完成后的軸向位移、拉緊軸的軸向位移分布及應力、工作狀態(tài)下風扇轉(zhuǎn)子的軸向位移、工作狀態(tài)下拉緊軸的軸向位移計算分析；

si(3)、ansys軟件計算結(jié)果表明，風扇拉緊軸承受軸向載荷，其中軸向載荷由裝配拉緊力、轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動離心力、氣動載荷引起的軸向力組成，各相應載荷作用下拉緊軸的變形量和應力值如表1：

表1載荷作用下拉緊軸變形及應力

si(4)、根據(jù)步驟si(3)中表1可知，拉緊軸向力理論載荷(系數(shù)修正前)為：理論載荷谷值：p1＝195.4kn；理論幅值：▽p＝32.6kn，理論載荷谷值和理論幅值分別對應表1中最后一行的第一個數(shù)據(jù)和最后一個數(shù)據(jù)；

sii、計算標準載荷譜：

sii(1)、理論載荷確定后，根據(jù)被試拉緊軸試驗件實際鍛件極限強度(σbs)和技術條件規(guī)定標準強度值(σb)，用材料強度修正系數(shù)加大試驗載荷的方法進行修正，降低材料強度差異對試驗結(jié)果的影響，修正系數(shù)k＝σbs/σb；

sii(2)、修正系數(shù)確定后，對試驗理論幅值▽p進行放大修正，軸向力幅值修正▽ps＝k·▽p；載荷峰值p2＝p1+▽ps，試驗中材料強度修正系數(shù)按“斯貝mk202發(fā)動機應力標準(egd-3)”的方法確定，計算得出最終的軸向力幅值為▽ps＝33.2kn；

sii(3)、試驗前，靜態(tài)加載軸向力至p1，記錄試驗拉緊軸伸長量，若伸長量不滿足范圍1±0.03mm，則對試驗載荷p1進行調(diào)整并記錄，調(diào)整后載荷值作為試驗實際谷值，試驗峰值按載荷峰值計算公式調(diào)整；

sii(4)、完成載荷調(diào)整后，按標準循環(huán)載荷譜試驗，第一循環(huán)前0～p1加載過程按40～50s內(nèi)勻速加載完成，其余循環(huán)加卸載參數(shù)：t1＝3～5s，t2＝t4＝10s，t3＝25～30s；當試驗低周載荷循環(huán)數(shù)應達到6000次循環(huán)時進行檢查，檢查后進行初步合格判定，隨后繼續(xù)試驗至15000次循環(huán)；

siii、拉緊軸疲勞試驗：

siii(1)、采用疲勞試驗機對拉緊軸進行疲勞試驗，正式開始試驗循環(huán)之前對拉緊軸進行初始標定，確定試驗加載載荷；

siii(2)、進行3次谷值到峰值，即p1→p2的連續(xù)靜態(tài)加載，每間隔5kn進行一次測量，記錄試驗拉緊軸應變、伸長量、軸向力數(shù)據(jù)；根據(jù)現(xiàn)場初始標定結(jié)果，確定拉緊軸輸出拉緊軸向載荷如下：

p1＝195.4kn，對應伸長量δl1＝0.987mm(平均值)；p2＝228.6kn，對應伸長量δl2＝1.159mm(平均值)；軸向力載荷相對誤差不超過1％；

siii(3)、在6000、12000、15000、30000次循環(huán)結(jié)束時，進行一次尺寸檢查、磁粉探傷，尺寸檢查結(jié)果如表2，表2中的前4次測試時間分別對應拉緊軸在6000、12000、15000、30000次載荷循環(huán)工況時的測試結(jié)果，探傷后未發(fā)現(xiàn)裂紋，試驗時工裝及試驗零件變形均無異常，探傷后未發(fā)現(xiàn)裂紋，試驗時工裝及試驗零件變形均無異常；

表2拉緊軸尺寸檢查結(jié)果

siii(4)、由步驟siii(3)中表2可知被試拉緊軸在該試驗器上通過了30000次低循環(huán)，試驗完成后對拉緊軸進行尺寸及無損檢查，經(jīng)檢查后未出現(xiàn)有尺寸超出、螺紋斷扣、凸肩切入以及裂紋失效情況發(fā)生。

所述的步驟siii(2)過程中實時監(jiān)控、修正所加載的載荷大小，使之滿足試驗要求的載荷允許誤差。

所述的步驟siii(3)中每次循環(huán)結(jié)束后重新開始試驗時，對拉緊軸進行重新標定。

所述的步驟siii(3)中15000次循環(huán)結(jié)束后，根據(jù)試驗件狀態(tài)增加15000次試驗循環(huán)數(shù)以進一步對拉緊軸進行考核。

所述的步驟siii(1)中采用mts810-50t疲勞試驗機對拉緊軸進行疲勞試驗。

本發(fā)明具有以下優(yōu)點：1、本發(fā)明基于有限元方法和miner線性累積損傷理論，完成了某型發(fā)動機拉緊軸的標準循環(huán)載荷譜。2、開展了某型發(fā)動機拉緊軸的研究，完成了標準載荷譜的施加，結(jié)果表明試驗中拉緊軸可承受30000次試驗循環(huán)載荷數(shù)，試驗之后經(jīng)檢查無裂紋、凸肩切入、螺紋斷扣等失效現(xiàn)象，故可認為拉緊軸能夠滿足發(fā)動機全壽命周期使用，最后確定了拉緊軸在標準循環(huán)載荷下的安全使用壽命。3、本發(fā)明將對航空發(fā)動機零部件的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性設計及疲勞壽命分析提供依據(jù)，并且本方法能夠成功應用到不同型號發(fā)動機的研制過程。

附圖說明

圖1為風扇拉緊軸的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為發(fā)動機風扇轉(zhuǎn)子強度計算有限元模型圖；

圖3為風扇轉(zhuǎn)子裝配完成后的軸向位移分布圖；

圖4為拉緊軸的軸向位移分布和應力分布圖；

圖5為工作狀態(tài)下風扇轉(zhuǎn)子的軸向位移分布圖；

圖6為工作狀態(tài)下拉緊軸的軸向位移分布圖；

圖7標準循環(huán)載荷譜圖；

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步的描述，本發(fā)明的保護范圍不局限于以下所述：

一種渦扇發(fā)動機拉緊軸疲勞試驗方法，它包括以下步驟：

si、載荷建模分析：

si(1)、如圖2所示，建立發(fā)動機風扇轉(zhuǎn)子強度計算有限元模型，其中葉片以平面應力單元模擬，離心力和葉片軸向重心位置與三維模型等效，剩余轉(zhuǎn)子零件以軸對稱單元模擬；

si(2)、采用ansys軟件對風扇轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)、裝配后預緊狀態(tài)、拉緊軸工作狀態(tài)進行有限元分析，其中包含對風扇轉(zhuǎn)子裝配完成后的軸向位移、拉緊軸的軸向位移分布及應力、工作狀態(tài)下風扇轉(zhuǎn)子的軸向位移、工作狀態(tài)下拉緊軸的軸向位移計算分析；其中圖3為風扇轉(zhuǎn)子裝配完成后的軸向位移分布圖，圖4為拉緊軸的軸向位移分布及應力分布圖，圖5為工作狀態(tài)下風扇轉(zhuǎn)子的軸向位移分布圖，圖6為工作狀態(tài)下拉緊軸的軸向位移分布圖；

si(3)、ansys軟件計算結(jié)果表明，風扇拉緊軸承受軸向載荷，其中軸向載荷由裝配拉緊力、轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動離心力、氣動載荷引起的軸向力組成，各相應載荷作用下拉緊軸的變形量和應力值如表1：

表1載荷作用下拉緊軸變形及應力

si(4)、根據(jù)步驟si(3)中表1可知，拉緊軸向力理論載荷(系數(shù)修正前)為：理論載荷谷值：p1＝195.4kn；理論幅值：▽p＝32.6kn，理論載荷谷值和理論幅值分別對應表1中最后一行的第一個數(shù)據(jù)和最后一個數(shù)據(jù)；

sii、計算標準載荷譜：

sii(1)、理論載荷確定后，根據(jù)被試拉緊軸試驗件實際鍛件極限強度(σbs)和技術條件規(guī)定標準強度值(σb)，用材料強度修正系數(shù)加大試驗載荷的方法進行修正，降低材料強度差異對試驗結(jié)果的影響，修正系數(shù)k＝σbs/σb；

sii(2)、修正系數(shù)確定后，對試驗理論幅值▽p進行放大修正，軸向力幅值修正▽ps＝k·▽p；載荷峰值p2＝p1+▽ps，試驗中材料強度修正系數(shù)按“斯貝mk202發(fā)動機應力標準(egd-3)”的方法確定，計算得出最終的軸向力幅值為▽ps＝33.2kn；

sii(3)、試驗前，靜態(tài)加載軸向力至p1，記錄試驗拉緊軸伸長量，若伸長量不滿足范圍1±0.03mm，則對試驗載荷p1進行調(diào)整并記錄，調(diào)整后載荷值作為試驗實際谷值，試驗峰值按載荷峰值計算公式調(diào)整；

sii(4)、完成載荷調(diào)整后，按標準循環(huán)載荷譜試驗，即如圖7所示，第一循環(huán)前0～p1加載過程按40～50s內(nèi)勻速加載完成，其余循環(huán)加卸載參數(shù)：t1＝3～5s，t2＝t4＝10s，t3＝25～30s；當試驗低周載荷循環(huán)數(shù)應達到6000次循環(huán)時進行檢查，檢查后進行初步合格判定，隨后繼續(xù)試驗至15000次循環(huán)；

siii、拉緊軸疲勞試驗：

siii(1)、采用疲勞試驗機對拉緊軸進行疲勞試驗，正式開始試驗循環(huán)之前對拉緊軸進行初始標定，確定試驗加載載荷。為模擬拉緊軸考核部位的標準應力循環(huán)，應保證疲勞試驗機上的拉緊軸具有其在發(fā)動機上飛行相同的邊界條件和載荷分布；邊界條件模擬的真實程度是試驗成敗的關鍵因素，對邊界條件模擬考慮二個因素：即試驗件在發(fā)動機上的支承與聯(lián)結(jié)處的受力特點和被試件的支承剛性與幾何特征，力求達到在試驗件實際工作中受力狀態(tài)的準確再現(xiàn)。試驗拉緊軸兩端使用發(fā)動機上與拉緊軸配合的零件，結(jié)合試驗轉(zhuǎn)接段模擬發(fā)動機上的支撐狀態(tài)以及支點承力狀態(tài)，實現(xiàn)發(fā)動機上安裝狀態(tài)的模擬。所述的疲勞試驗機采用計算機控制系統(tǒng)，數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)包括：計算機、電阻應變儀、測量電橋、直流穩(wěn)壓電源、位移傳感器等；

siii(2)、進行3次谷值到峰值，即p1→p2的連續(xù)靜態(tài)加載，每間隔5kn進行一次測量，記錄試驗拉緊軸應變、伸長量、軸向力數(shù)據(jù)；根據(jù)現(xiàn)場初始標定結(jié)果，確定拉緊軸輸出拉緊軸向載荷如下：

p1＝195.4kn，對應伸長量δl1＝0.987mm(平均值)；p2＝228.6kn，對應伸長量δl2＝1.159mm(平均值)；軸向力載荷相對誤差不超過1％；

siii(3)、在6000、12000、15000、30000次循環(huán)結(jié)束時，進行一次尺寸檢查、磁粉探傷，尺寸檢查結(jié)果如表2，表2中的前4次測試時間分別對應拉緊軸在6000、12000、15000、30000次載荷循環(huán)工況時的測試結(jié)果，探傷后未發(fā)現(xiàn)裂紋，試驗時工裝及試驗零件變形均無異常，探傷后未發(fā)現(xiàn)裂紋，試驗時工裝及試驗零件變形均無異常；

表2拉緊軸尺寸檢查結(jié)果

siii(4)、由步驟siii(3)中表2可知被試拉緊軸在該試驗器上通過了30000次低循環(huán)，試驗完成后對拉緊軸進行尺寸及無損檢查，經(jīng)檢查后未出現(xiàn)有尺寸超出、螺紋斷扣、凸肩切入以及裂紋失效情況發(fā)生。

所述的步驟siii(2)過程中實時監(jiān)控、修正所加載的載荷大小，使之滿足試驗要求的載荷允許誤差。所述的步驟siii(3)中每次循環(huán)結(jié)束后重新開始試驗時，對拉緊軸進行重新標定。所述的步驟siii(3)中15000次循環(huán)結(jié)束后，根據(jù)試驗件狀態(tài)增加15000次試驗循環(huán)數(shù)以進一步對拉緊軸進行考核。所述的步驟siii(1)中采用mts810-50t疲勞試驗機對拉緊軸進行疲勞試驗。

本次試驗分析的主要結(jié)果為：1、本次拉緊軸疲勞試驗后試驗件達到規(guī)定的6000次目標循環(huán)數(shù)，經(jīng)檢查無裂紋、凸肩切入、螺紋斷扣等失效現(xiàn)象，試驗后尺寸符合圖紙要求，分析認為該試驗結(jié)果能夠保證一個翻修間隔1500次標準循環(huán)/2000小時(1500次起落)的使用循環(huán)。2、本試驗的試驗件在試驗過程中未出現(xiàn)失效，根據(jù)目前所達到的30000次試驗循環(huán)數(shù)認為可滿足發(fā)動機全壽命周期使用。3、本次試驗偏安全考慮，用材料強度修正系數(shù)加大試驗載荷的方法只對試驗載荷幅值進行修正。4、風扇拉緊軸相當于聯(lián)結(jié)螺栓，其作用在于拉緊工作輪保證了風扇轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)剛性，同時使ⅰ級盤和后軸有一定變形。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當理解本發(fā)明并非局限于本文所披露的形式，不應看作是對其他實施例的排除，而可用于各種其他組合、修改和環(huán)境，并能夠在本文所述構(gòu)想范圍內(nèi)，通過上述教導或相關領域的技術或知識進行改動。而本領域人員所進行的改動和變化不脫離本發(fā)明的精神和范圍，則都應在本發(fā)明所附權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)。