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申请/专利权人：北京航空工程技术研究中心

摘要：本发明航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，以基于拉伸应变能的低循环疲劳寿命预测模型为理论支撑，使模拟件与真实结构危险点附近的拉伸应变能分布一致，既考虑了应力的分布，又考虑了应变的分布，适用于航空发动机结构件应力梯度大的特点，结合一定的模拟件取样、加工原则，能够较好的模拟航空发动机结构件的低循环疲劳寿命，并保持与实际结构寿命分散性的一致。采用本发明设计的模拟件已经在多个实际应用中得到验证，模拟件和实际构件寿命一致性较好。

主权项：1.一种航空发动机结构低循环疲劳模拟件设计方法，其特征在于包括如下步骤：S1：在工作应力循环下，对结构件建模，并进行有限元分析；得到关键部位虚拟裂纹上工程裂纹长度范围内在峰值载荷和谷值载荷下的循环应力应变分布，以及关键部位的有效拉伸变形功weq，weq由公式1和公式2计算公式1公式2公式1中，定义从第一主应力σ1最大点开始沿σ1梯度最大方向为虚拟裂纹，a是指虚拟裂纹上的一点和第一主应力σ1最大点的距离；Rσ为应变比，σm为平均应力，σa为应力幅，εae为弹性应变幅，εap为塑性应变幅，n'为循环应变硬化指数，w的物理意义为单位体积内的拉伸应变能，单位为MJm3；公式2中，a0为工程裂纹长度，有效拉伸变形功的单位仍然是MJm3，物理意义是拉伸应变能在工程裂纹长度虚拟裂纹上的平均值；S2：初步选择模拟件构型：根据结构件关键部位的特点，初步选择确定一种模拟件的构型形式；S3：模拟件设计优化：改变模拟件的几何参数，使模拟件和真实构件虚拟裂纹工程裂纹长度内应力应变的分布一致，如果通过调整几何参数不能满足要求，则需要重新设计模拟件结构；S4：弹塑性校核采用和真实构件实际工作中或试验循环一致的循环载荷，分别对构件和模拟件进行弹塑性计算，并比较模拟件和构件的有效拉伸变形功，如果差异过大，则需要重新调整模拟件几何参数，直到模拟件和构件的有效拉伸变形功的差异满足精度要求；步骤S2中，根据结构件关键部位的特点，选择大R应力集中板，或小R应力集中板，其中：大R应力集中板，模拟件的试验段半径R等于12结构件孔径，调整板宽W可调整R边附近的应变分布；小R应力集中板，圆角RA等于12孔径，调整板宽比WL可调整R边附近的应变分布；采用大R应力集中板模拟轮盘中心孔的孔边疲劳过程；采用小R应力集中板模拟直径不太大的孔的孔边疲劳过程。

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