用于航空发动机叶片疲劳强化的方法、装置及电子设备 |
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| 申请号 | CN202311213829.5 | 申请日 | 2023-09-19 | 公开(公告)号 | CN117448560A | 公开(公告)日 | 2024-01-26 |
| 申请人 | 四川大学; | 发明人 | 蒋睿嵩; 刘志强; 陈朝浪; | ||||
| 摘要 | 本 申请 提供一种用于航空 发动机 叶片 疲劳强化的方法，包括：对航空发动机叶片模型进行模态分析，获得应 力 集中区域 位置 ；根据所述 应力 集中区域位置规划数控加工路径，并将所述数控加工路径作为疲劳强化路径；控制超声强化装置按照设定的加工参数沿所述数控加工路径行进，从而对所述应力集中区域进行疲劳强化。通过低频模态分析获取服役环境下的航空发动机叶片表面应力集中区域，采用超声强化装置按照数控加工的方式进行局部强化，实现了靶向强化、提高了控制 精度 。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于航空发动机叶片疲劳强化的方法，其特征在于，所述方法包括： |
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| 说明书全文 | 用于航空发动机叶片疲劳强化的方法、装置及电子设备技术领域[0001] 本申请涉及航空发动机制造技术领域，具体涉及一种用于航空发动机叶片疲劳强化的方法、装置及电子设备。 背景技术[0002] 航空发动机是衡量国家科技水平和保证国防战略安全的重大高科技产品。其中，航空发动机叶片、叶盘等转动构件是航空发动机(例如，涡扇发动机)的关键核心零件。一旦航空发动机叶片/叶盘失效将导致发动机停机，危及安全、甚至机毁人亡。在航空历史上，许多严重事故都源于航空发动机重要转动构件的疲劳失效，如叶片断裂、轮盘断裂和传动轮齿折断等。 [0003] 航空发动机叶片在集高速、高压、复杂振动(或高温环境)于一体的极端环境条件下服役时，由于其表面完整性存在缺陷而导致疲劳失效，最终导致叶片疲劳危险区域的微裂纹扩展，甚至导致叶片断裂。现有资料表明，在航空发动机叶片的疲劳失效中，80％以上的疲劳裂纹起始于表面加工缺陷或损伤，例如切削刀痕、表面微裂纹、表层应变硬化、表层组织损伤、表层拉应力等。粗糙表面或表面损伤等缺陷会引起高度的表面应力集中，从而成为疲劳源。隐藏在亚表层的微结构和微力学的损伤缺陷则会迅速加速裂纹的形成和扩展，从而加速疲劳失效。因此，采用良好的表面处理及强化工艺来控制表面完整性是提升航空发动机叶片疲劳寿命、确保航空发动机长时间可靠运行的关键。发明内容 [0004] 为了解决现有的航空发动机叶片疲劳强化方法中存在的控制精度精度低、后续需要进行额外处理以及不适用于薄壁零件等问题，本申请提供了一种改进的航空发动机叶片疲劳强化方法、装置及电子设备。 [0005] 根据本申请的第一方面，提供一种用于航空发动机叶片疲劳强化的方法，包括： [0006] 对航空发动机叶片模型进行模态分析，获得应力集中区域位置； [0007] 根据所述应力集中区域位置规划数控加工路径，并将所述数控加工路径作为疲劳强化路径； [0008] 控制超声强化装置按照设定的加工参数沿所述数控加工路径行进，从而对所述应力集中区域进行疲劳强化。 [0009] 根据本申请的一些实施例，所述对航空发动机叶片模型进行模态分析，获得应力集中区域位置包括： [0010] 采用低频模态对所述航空发动机叶片模型进行仿真分析获得应力分布结果； [0011] 根据所述应力分布结果获得应力集中区域位置。 [0012] 根据本申请的一些实施例，所述采用低频模态对所述航空发动机叶片模型进行仿真分析获得应力分布结果包括： [0013] 对所述航空发动机叶片模型分别进行一阶低频模态分析和二阶低频模态分析，获得应力分布云图。 [0014] 根据本申请的一些实施例，所述对航空发动机叶片模型进行模态分析，获得应力集中区域位置还包括： [0015] 在所述模态分析中，将边界条件设置为固定榫头的两个安装平面。 [0016] 根据本申请的一些实施例，所述应力集中区域位置包括榫头与叶片连接处的两端。 [0017] 根据本申请的一些实施例，所述方法还包括： [0018] 采用叶片上的空间坐标位置来记录和保存所述应力集中区域位置。 [0019] 根据本申请的一些实施例，所述控制超声强化装置按照设定的加工参数沿所述数控加工路径行进包括： [0020] 控制所述超声强化装置处于加工表面的法线方向。 [0021] 根据本申请的一些实施例，所述加工参数包括： [0022] 预应力：2‑6KN，超声频率：20‑40KHz，振幅：2μm‑6μm，进给量：1m/mim‑3m/min，转速：1500‑3000转/秒，行距：0.05‑0.2mm。 [0023] 根据本申请的另一方面，还提供一种用于航空发动机叶片疲劳强化的装置，包括： [0024] 模态分析模块，用于对航空发动机叶片模型进行模态分析，获得应力集中区域位置； [0025] 路径规划模块，用于根据所述应力集中区域位置规划数控加工路径，并将所述数控加工路径作为疲劳强化路径； [0026] 强化实施模块，用于控制超声强化装置按照设定的加工参数沿所述数控加工路径行进，从而对应力集中区域进行疲劳强化。 [0027] 根据本申请的另一方面，还提供一种用于航空发动机叶片疲劳强化的电子设备，包括： [0028] 一个或多个处理器； [0029] 存储装置，用于存储一个或多个程序； [0030] 当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现上述方法。 [0031] 本申请提供的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法、装置以及电子设备，通过低频模态分析获取服役环境下的航空发动机叶片表面应力集中区域，并将其作为目标强化区域进行数控加工路径的规划；控制超声强化设备沿着规划的数控加工路径按照设定的加工参数，对应力集中区域进行超声强化，从而实现航空发动机叶片疲劳危险区域的精准靶向超声强化，提升叶片疲劳寿命。附图说明 [0032] 为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图，而并不超出本申请要求保护的范围。 [0033] 图1示出了根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法流程图； [0034] 图2示出了根据本申请示例实施例的航空发动机叶片模型示意图； [0035] 图3示出了根据本申请示例实施例的仿真分析边界条件设置示意图； [0036] 图4A示出了根据本申请示例实施例的一阶低频模态仿真分析结果在X‑Y平面上的示意图； [0037] 图4B示出了根据本申请示例实施例的一阶低频模态仿真分析结果在Z‑Y平面上的示意图； [0038] 图5A示出了根据本申请示例实施例的二阶低频模态仿真分析结果在X‑Y平面上的示意图； [0039] 图5B示出了根据本申请示例实施例的二阶低频模态仿真分析结果示意在Z‑Y平面上的示意图； [0040] 图6A示出了根据本申请示例实施例的一阶低频模态分析叶盆侧应力分布示意图； [0041] 图6B示出了根据本申请示例实施例的一阶低频模态分析叶背侧应力分布示意图； [0042] 图7示出了根据本申请另一示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法流程图； [0043] 图8示出了根据本申请示例实施例的叶片模型网格划分结果示意图； [0044] 图9示出了采用根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法进行表面强化前后的表面硬度对比示意图； [0045] 图10示出了采用根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法进行表面强化前后的残余应力场深度对比示意图； [0046] 图11示出了根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的装置框图； [0047] 图12示出了根据本申请另一示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的装置框图； [0048] 图13示出了根据本申请示例实施例的电子设备示意图。 具体实施方式[0049] 下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。 [0050] 本申请的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述预定顺序。此外，本申请的术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。 [0051] 在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的预定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。 [0052] 近年，国内航空发动机的数字化设计与制造水平、数控加工能力以及装备制造水平均得到显著提升。然而，在制造过程中，由于对叶片等关键构件的表面完整性控制(即，疲劳强化)工艺较为薄弱，导致质量问题频发。表面完整性损伤往往隐藏于表面之下，在制造阶段难以直接检测发现，而且引发疲劳失效的潜伏期长，许多严重问题直到服役过程中才能逐渐暴露。由此可见，表面完整性控制严重制约了我国航空发动机制造水平的提升。 [0053] 目前，对于叶片表面的疲劳强化通常采用表面处理工艺来实现，其中的主要手段为喷丸强化处理和激光冲击强化处理。在喷丸强化处理的过程中，通常以大量丸粒轰击叶片表面，以在叶片表面产生残余压应力出从而进行疲劳强化；一方面，喷丸强化处理的控制精度较低；另一方面，会造成表面凹凸不平或局部变形，增大叶片的表面粗糙度，后续需要额外进行振动光饰来提升表面粗糙度，但是振动光饰又会降低强化过程中产生的表层残余压应力，从而降低疲劳寿命。当激光冲击强化处理应用于薄壁零件(例如，航空发送机叶片)时，冲击压缩波穿过材料并在自由表面反射拉伸波，从而在材料内部产生残余拉应力；而且，反射的拉伸波与入射波相互耦合，产生复杂的残余应力分布，影响强化效果；另外，在激光冲击强化时，薄壁零件的变形也不可忽视。 [0054] 针对现有的疲劳强化方法存在的控制精度精度低、后续需要进行额外处理以及不适用于薄壁零件等问题，本申请提供了一种改进的航空发动机叶片疲劳强化方法，其中，通过模拟航空发动机叶片服役环境，对叶片模型进行有限元分析，根据模态分析结果精确地确定应力集中区域和应力分布图；根据获得的应力集中区域和应力分布图，确定数控加工路径；进一步，通过连接至数控加工设备的超声强化装置沿着规划的数控加工路径对应力集中区域进行局部超声强化。一方面，通过对真实服役环境的模拟和相应的模态分析能够精确地获得应力集中区域，实现了精准的靶向强化；另一方面，通过超声强化装置以数控加工的方式沿着加工轨迹进行表面强化，不仅能够提升表面压应力，还可以通过强化路径的精确控制，进一步实提升表面强化的精准性。 [0055] 图1示出了根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法流程图。根据本申请的示例实施例，本申请提供的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法包括如下步骤。 [0056] 在步骤S110中，对航空发动机叶片模型进行模态分析，获得应力集中区域位置。 [0057] 为了能够对航空发动机叶片的疲劳区域进行精准地强化处理，在本申请的示例实施例中，通过对建立的航空发动机叶片有限元模型进行模态分析，来定位叶片疲劳危险区域。例如，可以建立如图2所示的航空发动机叶片模型。 [0058] 在航空发动机叶片的服役过程中，叶片通过榫头与涡轮盘连接。在本申请的示例实施中，为了能够更加真实地模拟航空发动机叶片的服役环境，即模拟出叶片在使用过程中的运动状态，在步骤S110的模态分析过程中可以设置榫头边界条件，即，将榫头的两个安装平面固定，从而让榫头在模态分析中承担由于叶片振动产生的载荷。图3示出了根据本申请示例实施例的仿真分析边界条件设置示意图。通过榫头边界条件的设置，可以避免叶片在模态分析过程中过度弯曲或过度扭转，提高了模态分析结果的可靠性和准确性。 [0059] 在本申请的示例实施例中，采用低频模态对航空发动机叶片模型进行仿真分析获得应力分布结果。通过模态分析可以得到航空发动机叶片服役过程中的振动类型和振动频率，以及在相应的自然振动频率下的应力集中区域，从而定位潜在的疲劳危险区域。在模态分析，低频模态因其频率较低、振动周期较长、对外部激励信号的响应时间较长等特点，更容易受到来自航空发动机运行状况和环境的激励，从而使得获得的振动模态具有更大的振幅，产生更大的有效质量(即，振动中参与到结构的特定振动模态中的质量)。在一个振动系统中，振动模态的有效质量越大，其对整个系统的影响就越显著。因此，采用低频模态进行仿真分析，更加接近航空发动机叶片的真实服役环境，能够更加准确地反映出对叶片性能的影响。 [0060] 在本申请的示例实施例中，可以对航空发动机叶片模型分别进行一阶低频模态分析和二阶低频模态分析，获得应力分布云图。例如，通过一阶低频模态分析可以获得叶片服役状态下的一阶振型和一阶形变量。图4A和4B示出了一阶低频模态仿真分析结果的示意图。如图4A和4B所示，第一阶振型是叶片自由弯曲的振型，振动的最大幅度位于叶片的对角线位置，距离根部越远的位置有着更大的相对位移，最大的数值为347.1mm。通过二阶低频模态分析可以获得叶片服役状态下的二阶振型和二阶形变量。图5A和5B示出了二阶低频模态仿真分析结果的示意图。如图5A和5B所示，二阶振型为扭转振型；参见图5A和5B可见，叶片截面发生不止一个波长的反向剪切变形，导致局部应力分布和位移趋势在较多个区域发生明显的改变，最大位移区域位于叶片尖端，数值为582.4mm。 [0061] 另外，一阶低频模态分析和二阶低频模态分析过程中，还可以获得相应的应力分布云图，根据应力分布云图可以确定应力集中区域位置。以一阶低频模态分析为例，参考图6A和6B所示，在一阶应力分布云图，应力集中区域处于榫头与叶片连接处两端；该区域应力较大，并且越远离榫头的区域应力大小越小；这意味着榫头与叶片的连接区域处最容易发生失效。类似的，二阶应力云图中的应力分布情况与一阶应力分布云图中的趋势相同，应力最大区域仍然为榫头与叶片部分连接区域；并且相比于一阶模态的应力值更大，进一步验证了应力集中区域位置处于榫头与叶片的连接位置处，也就是最容易发生失效的地方。由此，通过一阶低频模态分析和二阶低频模态分析获得应力分布结果，可以确定应力最大、易失效的区域，即应力集中区域。 [0062] 随后，可以将确定的应力集中区域确定为服役环境下叶片疲劳危险区域，并采用叶片上的空间坐标位置来记录和保存确定的应力集中区域位置，从而为后续的超声冲击强化提供靶向强化目标。 [0063] 在步骤S120中根据所述应力集中区域位置规划数控加工路径，并将所述数控加工路径作为，疲劳强化路径。在本申请的示例实施例中，为了进行精准的靶向强化，根据应力集中区域位置的坐标点数据，以数控加工的方式规划加工路径，从而通过控制强化装置沿着加工路径行进的方式来实施强化。例如，该数控加工路径可以是在定位的叶片疲劳危险区域上规划处的型面轨迹。在实施过程中，可以根据获得的叶片疲劳危险区域在叶片模型本体的坐标，来规划出该数控加工路线。 [0064] 在步骤S130中，控制超声强化装置按照设定的加工参数沿数控加工路径行进，从而对应力集中区域进行疲劳强化。 [0065] 在超声冲击强化过程中，通过超声振动对结构表面实施冲击加载，迫使结构表面产生塑性变形、材料晶粒细化，进而提升材料表面硬度，并生成有益残余压应力层，最终实现结构疲劳寿命延长。在强化过程中，可以将超声强化装置连接到数控机床上，并控制超声强化装置沿着数控加工路径并且时刻处于加工表面的法线方向，来对应力集中区域进行靶向强化。在此过程中，还可以根据实时情况对加工参数进行调控，保证强化路径的精确控制，提升强化质量。在本申请的示例实施中，加工参数可以选择为：预应力：2‑6KN，超声频率：20‑40KHz，振幅：2μm‑6μm，进给1m/mim‑3m/min、转速1500‑3000转/秒、行距0.05‑0.2mm。 [0066] 在本实施例的强化过程中，可以以大功率超声波作为驱动能量，通过超声换能器将电能转化为机械能，将能量通过撞针的高强振动传递到叶片疲劳危险表面，通过针头与叶片表面在很小的空间内的高强振动接触使叶片下表面发生塑性变形形成硬化层，产生局部塑性变形，从而使晶格缺陷密度增加并形成宏观残余压应力。这种表面改性可以降低叶片疲劳危险表面的应力集中和裂纹起始点，从而减少裂纹的扩展速率和疲劳损伤，而残余压应力可以抵消外部加载时产生的拉应力，从而减缓裂纹的扩展速率，延缓疲劳破坏的发生。残余压应力还可以提高材料的抗应力腐蚀性能，减少腐蚀引起的裂纹形成。最终达到延长发动机叶片疲劳寿命，保障航空发动机长寿命服役的需求。 [0067] 图7示出了根据本申请另一示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法流程图。 [0068] 根据本申请的示例实施例，在进行模态分析之前，还可以包括步骤S100：对航空发动机叶片模型进行网格划分。在本申请的示例实施例中，可以采用四面体网格进行网格划分。网格数目可以为35153，并且针对形貌复杂的榫头和叶片连接处增加网格数量，以达到更加准确的计算精度。单元类型可以为采用高阶形函数的C3D10；采用高阶形函数的C3D10单元可以提供比低阶单元更高的计算精度，并且在处理非线性问题时表现更好的鲁棒性；对于大形变和接触等强非线性情况，仍能很好地进行应用，从而适用于叶片服役环境。图8所示为根据本申请示例实施例的叶片模型网格划分结果示意图。 [0069] 图9示出了采用根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法进行表面强化前后的表面硬度对比示意图；图10示出了采用根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法进行表面强化前后的残余应力场深度对比示意图。 [0070] 参见图9和图10，经过试验验证，本申请提供的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法能够有效提高表面的硬度、加深表面残余应力场深度，从而有效提升航空发动机叶片疲劳寿命以及表面质量，参加下方表1。 [0071] 表1航空发动机叶片在超声强化前后的疲劳寿命对比表 [0072] [0073] 图11示出了根据本申请示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的装置框图。 [0074] 根据本申请的示例实施例，还提供一种用于航空发动机叶片疲劳强化的装置。参见图11，该装置300包括模态分析模块310、路径规划模块320和强化实施模块330。其中，模态分析模块310用于对航空发动机叶片模型进行模态分析，获得应力集中区域位置；路径规划模块320用于根据应力集中区域位置规划数控加工路径，并将所述数控加工路径作为疲劳强化路径；强化实施模块330用于控制超声强化装置按照设定的加工参数并沿着数控加工轨迹行进，从而对应力集中区域进行疲劳强化。 [0075] 图12示出了根据本申请另一示例实施例的用于航空发动机叶片疲劳强化的装置框图。 [0076] 在本申请的示例实施例中，装置300还可以包括网格划分模块340。网格划分模块340用于在进行模态分析之前对航空发动机叶片模型进行网格划分。例如，可以采用四面体网格进行网格划分，网格数目可以为35153，单元类型可以为采用高阶形函数的C3D10。 [0077] 图13示出根据本申请示例实施例的电子设备组成框图。 [0078] 本申请还提供一种用于航空发动机叶片疲劳强化的电子设备700。图12显示的电子设备700仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。 [0079] 如图12所示，电子设备700以通用计算设备的形式表现。电子设备700的组件可以包括但不限于：至少一个处理单元710、至少一个存储单元720、连接不同系统组件(包括存储单元720和处理单元710)的总线730等。 [0080] 存储单元720存储有程序代码，程序代码可以被处理单元710执行，使得处理单元710执行本说明书描述的根据本申请上述各实施例的方法。 [0081] 存储单元720可以包括易失性存储单元形式的可读介质，例如随机存取存储单元(RAM)7201和/或高速缓存存储单元7202，还可以进一步包括只读存储单元(ROM)7203。 [0082] 存储单元720还可以包括具有一组(至少一个)程序模块7205的程序/实用工具7204，这样的程序模块7205包括但不限于：操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。 [0083] 总线730可以为表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储单元总线或者存储单元控制器、外围总线、图形加速端口、处理单元或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。 [0084] 电子设备700也可以与一个或多个外部设备7001(例如触摸屏、键盘、指向设备、蓝牙设备等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与该电子设备700交互的设备通信，和/或与使得该电子设备700能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如路由器、调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(I/O)接口750进行。并且，电子设备700还可以通过网络适配器760与一个或者多个网络(例如局域网(LAN)，广域网(WAN)和/或公共网络，例如因特网)通信。网络适配器760可以通过总线730与电子设备700的其它模块通信。应当明白，尽管图中未示出，可以结合电子设备700使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、RAID系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。 [0085] 此外，本申请还提供一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现上述用于航空发动机叶片疲劳强化的方法。 [0086] 本申请提供的用于航空发动机叶片疲劳强化的方法、装置以及电子设备，通过低频模态分析获取服役环境下的航空发动机叶片表面应力集中区域，并将其作为目标强化区域进行数控加工路径的规划；控制超声强化设备沿着规划的数控加工路径按照设定的加工参数，对应力集中区域进行超声强化，从而实现航空发动机叶片疲劳危险区域的精准靶向超声强化，提升叶片疲劳寿命。 [0087] 以上对本申请实施例进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明仅用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。同时，本领域技术人员依据本申请的思想，基于本申请的具体实施方式及应用范围上做出的改变或变形之处，都属于本申请保护的范围。综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。 |
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