一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法技术

本发明专利技术公开了一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，其特征在于：采用ABAQUS有限元模拟软件对具有一定尺寸的有限元模型进行激光冲击曲面压印模拟，获得其表面动态应力分布及微塑性变形规律。本发明专利技术提供的激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法可以以低成本、高效率的方式获取调控航空发动机叶片表面微形貌以及疲劳性能强化的最佳参数。的最佳参数。的最佳参数。

【技术实现步骤摘要】
一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法


[0001]本专利技术涉及激光冲击压印数值模拟领域，具体涉及一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法。

技术介绍

[0002]航空发动机叶片是发动机的关键零部件，叶片长期运转于高温、高压以及高转速的复杂且苛刻的工作环境中，极易出现各式各样的疲劳破坏，严重影响了发动机的安全可靠性。叶片疲劳性能与其表面完整性息息相关，因而对航空发动机叶片表面进行强化处理来延长其使用寿命十分重要。
[0003]激光冲击压印是一种新型的压印技术，与常规激光冲击强化不同的是，其在吸收层和工件表面之间放置一层高强度、高硬度且高弹性的接触膜。该接触膜的接触表面加工有具有特定几何分布的微凹槽，在激光冲击波作用下工件表层材料主动流向微凹槽，从而实现待处理表面微塑性变形的主动设计以及精确控制，同时在工件表面获得具有高幅残余压应力的微区，克服了常规激光冲击强化由于光斑边界效应和光斑搭接导致的复杂表面结构，提高了工件的疲劳性能，为航空发动机叶片的强化提供了一条新途径。
[0004]相比于实验研究，有限元模拟花费成本低且分析效率高；同时，激光冲击压印技术促使材料表面主动流向实现待处理表面微塑性变形是一个短暂且复杂的动态过程，常规的仪器设备无法观测到这一现象，而有限元模拟可以清晰得看到表层材料的动态响应过程，这对将来实现航空发动机叶片表面微形貌控制以及叶片疲劳性能强化具有重要意义。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，采用ABAQUS有限元模拟软件对具有一定尺寸的有限元模型进行激光冲击曲面压印模拟，观测叶片模拟件表面在激光冲击波作用下表层材料动态响应的过程，获得其表面动态应力分布及微塑性变形规律，以较低的花费成本获得航空发动机叶片表面微形貌控制以及叶片疲劳性能强化效果的最佳参数。
[0006]为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是提供一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，其特征在于：采用ABAQUS有限元模拟软件对具有一定尺寸的有限元模型进行激光冲击曲面压印模拟，获得其表面动态应力分布及微塑性变形规律，具体包括以下步骤：
[0007](1)采用So l idWorks三维绘图软件分别建立不同的几何部件模型，导入ABAQUS有限元模拟软件作为有限元模型；
[0008](2)定义不同的材料属性，分别赋予每个部件对应的材料属性；
[0009](3)装配所需进行有限元模拟的部件；
[0010](4)设置动力、显式分析步，确保分析步时间内动能变化趋于0，同时材料达到塑性饱和状态；
[0011](5)创建相互作用、接触初始化属性并赋予相应的作用面；
[0012](6)施加冲击载荷和确定边界条件；
[0013](7)划分每个部件的网格；
[0014](8)提交作业和后处理分析。
[0015]作为上述方案的进一步设置，步骤(1)中，ABAQUS有限元模型由接触膜部件和叶片部件组成，接触膜部件内凹面分布着具有特定几何规律排列的腰形环状微凹槽。
[0016]作为上述方案的进一步设置，步骤(2)中，采用简化后的JC模型分别表达接触膜和叶片的动态本构关系，如下公式
[0017][0018]式中：σ(MPa)为等效应力；A(MPa)为初始屈服应力；B(MPa)为应变硬化模量；ε为等效塑性应变；n为加工硬化指数；C为应变率强化系数；为等效塑性应变率；为参考塑性应变率。
[0019]作为上述方案的进一步设置，步骤(3)中装配时，接触膜部件置于叶片部件待冲击区域的上方，其内凹面与叶片部件外凸面紧密贴合，所述叶片部件外凸面即叶片背面。
[0020]作为上述方案的进一步设置，步骤(6)中，采用Fabbro公式将激光器输出的各项工艺参数等效转化为峰值压力P(GPa)，即所述的冲击载荷，施加于接触膜部件外凸面激光光斑作用区域，并设置冲击波加载的关于压力
‑‑
时空分布的幅值曲线：
[0021][0022]式中，α为内能转换为热能的系数，通常取0.1～0.2；Z1(g/cm2·
s)为靶材的冲击波阻抗；Z2(g/cm2·
s)为约束层的冲击波阻抗；E(J)为激光脉冲能量；d(cm)为光斑直径；τ(ns)为激光脉冲宽度。
[0023]作为上述方案的进一步设置，步骤(7)中，接触膜部件内凹面因含有特定几何分布的微凹槽，故采用C3D10M单元划分网格，叶片部件则采用C3D8R单元；网格划分采用疏密结合的方式，在叶片部件激光冲击区域细化网格，并逐步加粗过渡至非冲击区域。
[0024]作为上述方案的进一步设置，所述腰形环状微凹槽的深度设置为0.01mm，其内腰形长度L1设置为0.70mm，外腰形长度L2设置为0.80mm，内腰形宽度W1设置为0.10mm，外腰形宽度W2设置为0.20mm，同一行左右相邻腰形环状微凹槽首尾间距A1设置为0.20mm，不同行上下相邻腰形环状微凹槽两侧面间距A2设置为0.20mm，不同行之间的腰形环状微凹槽交错排列，某一行的腰形环状微凹槽中心与其上下两行左右相邻的两个腰形环状微凹槽首尾间距的中心在同一条铅锤线上，内腰形上的半圆弧半径R1设置为0.05mm，外腰形上的半圆弧半径R2设置为0.10mm。
[0025]本专利技术通过使用有限元模拟的方法将激光冲击压印技术应用到航空发动机叶片的表面处理中，正是由于常规仪器设备无法观测到材料表面主动流向实现待处理表面微塑性变形的动态响应过程，而本专利技术可以清晰得观测到材料表面动态应力分布及微塑性变形特征，从而可以以较低的花费成本获得航空发动机叶片表面微形貌控制以及叶片疲劳性能强化效果的最佳参数，为后续的实验研究奠定了坚实的基础，其通过采用ABAQUS有限元模
拟软件以低成本、高效率的方式获取调控航空发动机叶片表面微形貌以及疲劳性能强化的最佳参数，具有成本低、计算精确性高、易用性强等特点，为实验优化参数提供了可靠的依据，在研究领域和工业领域取得广泛应用。
附图说明
[0026]图1为本实例中航空发动机叶片的有限元模型示意图。
[0027]图2为本实例中腰形环状微凹槽排列方式示意图。
[0028]图3为本实例中叶片模拟件残余应力分布云图(单位：MPa)。
[0029]图4为本实例中叶片冲击区域的表面塑性应变云图。
[0030]图5为本实例中叶片冲击区域的等效塑性应变沿Path 1变化的曲线图。
[0031]图6为本实例与接触膜无微凹槽实例中叶片表面激光光斑作用区域冲击凹坑深度对比图。
具体实施方式
[0032]为了更好的阐述本专利技术的实施细节，下面结合附图，通过实例，对本专利技术中关于一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法的技术方案做进一步说明。本专利技术中该实例采用的技术方案是一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，其特征在于：采用ABAQUS有限元模拟软本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，其特征在于：采用ABAQUS有限元模拟软件对具有一定尺寸的有限元模型进行激光冲击曲面压印模拟，获得其表面动态应力分布及微塑性变形规律，具体包括以下步骤：(1)采用SolidWorks三维绘图软件分别建立不同的几何部件模型，导入ABAQUS有限元模拟软件作为有限元模型；(2)定义不同的材料属性，分别赋予每个部件对应的材料属性；(3)装配所需进行有限元模拟的部件；(4)设置动力、显式分析步，确保分析步时间内动能变化趋于0，同时材料达到塑性饱和状态；(5)创建相互作用、接触初始化属性并赋予相应的作用面；(6)施加冲击载荷和确定边界条件；(7)划分每个部件的网格；(8)提交作业和后处理分析。2.根据权利要求1所述的一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，其特征在于：步骤(1)中，ABAQUS有限元模型由接触膜部件和叶片部件组成，接触膜部件内凹面分布着具有特定几何规律排列的腰形环状微凹槽。3.根据权利要求2所述的一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，其特征在于：步骤(2)中，采用简化后的JC模型分别表达接触膜和叶片的动态本构关系，如下公式式中：σ(MPa)为等效应力；A(MPa)为初始屈服应力；B(MPa)为应变硬化模量；ε为等效塑性应变；n为加工硬化指数；C为应变率强化系数；为等效塑性应变率；为参考塑性应变率。4.根据权利要求2所述的一种激光冲击曲面压印航空发动机叶片的有限元模拟方法，其特征在于：步骤(3)中装配时，接触膜部件置于叶片部件待冲击区域的上方，其内凹面与叶片部件外凸面紧密贴合。5.根据权利要求2所述的一种激光冲击曲面压印航空发动机...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈希章，王蒙悦，钱丽艳，王艳虎，
申请(专利权)人：温州大学，
类型：发明
国别省市：