申请/专利权人：南京航空航天大学;南京航空航天大学无锡研究院

申请日：2024-03-05

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN118194637A

主分类号：G06F30/23

分类号：G06F30/23;G06F30/28;G06F113/08;G06F113/26;G06F119/02;G06F119/08;G06F119/14

优先权：

专利状态码：在审-公开

法律状态：2024.06.14#公开

摘要：本发明公开了CMC导向叶片叶身‑缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，包括如下步骤：第一步，建立CMC涡轮导向叶片全尺寸宏观模型；第二步，获取获取CMC涡轮导向叶片服役工况下应力分布；第三步，提取CMC涡轮导向叶片高应力区，即叶身‑缘板连接部位；第四步，建立特征模拟件；第五步，优化设计载荷特点以确定CMC导向叶片叶身‑缘板连接模拟件的载荷大小及角度方向；第六步，展开CMC涡轮导向叶片叶身‑缘板连接区的特征模拟件高温静强度试验。本发明可以获得连接结构的承载能力大小与失效模式类型。相比于传统方法，可更为经济、有效的预测CMC导向叶片叶身‑缘板连接结构的失效行为。

主权项：1.CMC导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、建立CMC涡轮导向叶片全尺寸真实结构宏观几何模型；步骤二、赋予宏观几何模型各向异性热力性能参数，开展指定工况下CMC涡轮导向叶片的有限元传热及强度仿真，获取宏观几何模型的应力分布及潜在失效模式；步骤三、基于有限元传热及强度仿真，选取宏观几何模型中的高应力区，即叶身-缘板连接区域作为研究对象；步骤四、保留研究对象主要特征不变，对次要特征进行简化和去除，获得CMC涡轮导向叶片叶身-缘板连接区的特征模拟件；步骤五、赋予特征模拟件各向异性热力学性能参数，在有限元软件中对特征模拟件选取考核区，并在考核区施加集中力载荷，开展特征模拟件高温环境下的应力分布及失效行为模拟；步骤六、调整对特征模拟件施加的载荷大小及角度方向，使得特征模拟件考核区的加载情况在集中力载荷下的考核温度、应力分布以及失效模式与全尺寸宏观模型对应区域的考核温度、应力分布以及失效模式相同或相近，进而确定特征模拟件的加载方式与全尺寸宏观模型加载方式的换算关系，在该换算关系下，特征模拟件的应力分布与全尺寸宏观模型在服役工况下的的危险区应力分布具有一致性；步骤七、开展特征模拟件在高温环境下的静强度试验，获取特征模拟件在集中力载荷作用下的失效行为，步骤八、通过换算关系将特征模拟件的加载方式变为全尺寸宏观模型加载方式，得到全尺寸宏观模型叶身-缘板连接区域在集中力载荷作用下的失效行为。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 南京航空航天大学;南京航空航天大学无锡研究院 CMC导向叶片叶身-缘板连接区特征模拟件设计及实验方法

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