本发明涉及航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法。
背景技术：
航空发动机转子是民用航空发动机的主要承力部件之一，其长期工作在高温(最高可达650℃)、高转速(3000～17000r/min)等严苛工作条件下。对于航空发动机转子的设计，除了满足静强度、低周疲劳寿命、高周疲劳寿命等要求外，还要满足适航条款ccar33.27超转要求，因为轮盘一旦破裂失效，其产生的高能碎块将会击穿机匣，有可能会击中发动机管路、油箱等，甚至是击中机舱，这些情况都将严重危及飞行安全。
超转适航ac文件cfr33.27acno.33.27-1中要求：“必须通过分析或者试验的方法(1)确定转子的破裂转速；(2)确定每一发动机模块中承受最小破裂裕度的转子级；(3)并且预测关键转子位置处对应于转子速度的尺寸增长。超转条件和关键转子级确定后，必须通过超转试验进行符合性验证”。
在超转试验之前，必须进行超转试验件设计。试验件设计是转子超转试验成败的关键。如果试验件构型设计不当，转子超转试验不能反映转子实际的超转性能，不仅不能达到验证设计的目的，甚至可能误导设计，增大轮盘超转破裂的风险。
转子超转试验件的设计方法与轮盘的超转分析方法密切相关。关于转子的破裂转速预测方法，国内外有很多研究，如平均应力法，非线性有限元法。
目前，国内外主要是基于线弹性分析的平均应力方法开展转子的破裂转速预测及试验件设计，即通过截面的平均应力，平均温度及材料修正系数来预测轮盘的破裂转速。然而，这种方法需要大量的试验建立大规模的数据库来确定材料修正系数，试验工作量极为庞大，时间、费用可想而知。而且平均应力方法是基于截面平均应力和温度进行破裂转速预测，无法预测轮盘破裂起始位置。因此，基于平均应力法的试验件设计，只能笼统的通过破裂转速评价试验件与部件方案的差异，无法准确的评估试验件设计的好坏及与部件方案的一致性。
采用非线性有限元法进行轮盘的破裂转速预测研究很多，特别是极限应变法。采用这种方法进行试验件设计具有无可比拟的优势，但是仍然侧重于转子的破裂转速预测，未见该方法在试验件设计上的应用研究，如果在试验件设计上的应用，还缺乏相应的试验件构型设计原则。
目前国内外主要是基于平均应力方法开展转子的试验件构型设计，并且缺乏相应的设计准则和依据，其存在以下几个主要问题：
首先，平均应力法虽然简单，但并没有正确反映轮盘破裂的失效机理。由于商用发动机轮盘的常用材料通常并非理想塑性材料，随着转速的增加，转子局部区域出现塑性，进入塑性后应力会根据截面的形状进行重分布，即应力的分布规律与弹性状态有截然的不同。轮盘破裂发生时，并非整个截面发生破坏，而是从某个局部的点首先破坏。
其次，平均应力法的准确性由材料修正系数的值决定，该值由分析预测的破裂转速与轮盘试验的实际破裂转速比较获得。确定该值的破裂试验要涵盖发动机不同种类的轮盘(如高、低压涡轮盘，压气机盘，风扇盘等)，不同类型的破裂(周向、径向)，不同的几何形状，不同的材料，不同的应力水平和温度条件的组合。建立这样一个系数的数据库，试验工作量极为庞大，时间、费用可想而知。如缺乏上述大规模的试验数据，则无法验证平均应力法。
第三，平均应力方法按截面平均热应力考虑温度场对轮盘破裂转速的影响。因为整个截面上拉压热应力互相抵消，截面平均热应力通常非常微小，对轮盘破裂转速的影响也非常小。温度场对破裂转速的影响可能会被严重低估。而且，平均应力方法只考虑温度对材料极限强度σuts的影响，但材料屈服强度σs的变化，也可能对轮盘破裂转速产生一定的影响。
最后，平均应力方法是基于截面平均应力和温度进行破裂转速预测，无法预测轮盘破裂起始位置，因此采用平均应力法开展试验件设计，仅能考虑部件与试验件在破裂转速上的一致性。这样就导致部件与试验件构型可能破裂转速一致，但是破裂位置不一致，这与实际要求相差甚远。
因此，针对目前基于平均应力法转子超转破裂转速的预测的局限性和目前转子超转破裂试验件的设计方法的缺乏，本领域技术人员致力于研究一种基于极限应变方法的超转破裂试验件设计，以期克服上述问题。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中转子超转破裂试验费时费力，且无法准确评估试验件设计的好坏等缺陷，提供一种航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
一种航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特点在于，所述试验件构型方法包括以下步骤：
s1、对航空发动机的转子组件进行超转分析；
s2、确定所述转子组件中最小破裂裕度轮盘；
s3、构建试验件构型的初步设计方案；
s4、对所述试验件构型进行超转破裂分析；
s5、判断所述试验件构型设计是否满足准则要求；
s6、确定试验件构型；
s7、完成试验件加工装配；
s8、确定转子部件的破裂转速。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s1包括：建立转子的有限元模型，基于材料的真实应力-应变性能，采用大变形多步分析的方法进行求解；
通过逐步提高转子的转速，分析不同转速下，转子应力、应变、变形分布的变化。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s2包括：根据转子部件的弹塑性应变分布，绘制各位置的应变-转速曲线。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s2中，最大等效应变发生位置的轮盘，即为最小破裂裕度的轮盘；最大等效应变的发生位置即为轮盘的破裂起始位置，且根据最大应变位置的应变-转速曲线，在应变达到材料的失效应变时的转速即为转子的破裂转速。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s3中试验件构型采用破裂裕度最小的轮盘为主要构件。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s4包括：建立所述试验件构型的有限元模型，基于材料的真实应力-应变性能，采用大变形多步分析的方法进行求解；
通过逐步提高转子的转速，分析不同转速下，所述试验件构型的应力、应变、变形分布的变化。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s4中根据所述试验件构型的弹塑性应变分布，绘制各位置的应变-转速曲线，确定试验件方案的破裂转速，破裂起始位置，破裂起始位置的应变增长规律。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s5包括：根据转子部件及所述试验件构型的弹塑性分析结果，结合设计原则，评估所述试验件构型是否满足准则要求。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s6包括：综合考虑所述试验件构型设计原则的各个因素，选取满足设计原则要求的试验件构型，即为最终的试验件构型。
根据本发明的一个实施例，所述步骤s8中所述试验件构型预测破裂转速与转子部件分析的破裂转速之比称为构型因子，按试验结果确定轮盘的破裂转速时须乘以构型因子。
本发明的积极进步效果在于：
本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法具有如下诸多优势：
一、其基于极限应变法，不包含任何系数和因子，试验验证简单、直接，可以节省大量的试验经费和时间。
二、可以准确预测转子的破裂起始位置，因此可直接选取该位置公差范围内的最不利组合作为破裂的最不利尺寸，可操作性强，有理论依据，适合应用于工程研制过程。
三、按破裂起始位置的局部总应变来确定破裂转速，该应变包括了温度场引起的热应变，所以能够较为准确地考虑温度场对破裂转速的影响。
四，该方法预测破裂转速是基于破裂起始点局部温度对应的应力-应变曲线，所以可以准确的考虑温度对材料屈服强度和极限强度的影响。该方法包括了明确的设计准则，可以指导和评估试验件构型设计的好坏，操作性强。
五、可以满足适航33.27超转的要求，可以用来作为适航条款的符合性设计方法，具有很大的工程应用意义。
附图说明
本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：
图1为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法的流程图。
图2为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某材料的真实拉伸应力-应变曲线图。
图3为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某转子的最大等效应变-转速曲线图。
图4为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某型号的转子和试验件的破裂位置的应变-转速曲线。
图5为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某型航空发动机低压涡轮转子几何模型。
图6为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中低压涡轮盘材料的真实拉伸应力-应变曲线(室温)。
图7为图5中a部分的低压涡轮转子部件破裂前的应变分布。
图8为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中低压涡轮转子试验件方案。
图9为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中试验件构型方案第六级盘破裂前应变分布。
图10为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中试验件方案1和2第六级盘及部件的破裂起始位置的应变-转速曲线。
具体实施方式
为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。
现在将详细参考附图描述本发明的实施例。现在将详细参考本发明的优选实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。
此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。
此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。
图1为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法的流程图。图2为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某材料的真实拉伸应力-应变曲线图。图3为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某转子的最大等效应变-转速曲线图。
如图1至图3所示，本发明公开了一种航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其包括以下步骤：
步骤100、对航空发动机的转子组件进行超转分析。
优选地，其中步骤100包括：建立转子的有限元模型，基于材料的真实应力-应变性能(如图2所示)，采用大变形多步分析的方法进行求解。通过逐步提高转子的转速，分析不同转速下，转子应力、应变、变形分布的变化。
当有限元分析模型的最大应变部位的应变达到材料对应的极限应变时，认为结构破坏，该时刻对应的转速即为破裂转速。
步骤101、确定所述转子组件中最小破裂裕度轮盘。
优选地，步骤101包括：根据转子部件的弹塑性应变分布，绘制各位置的应变-转速曲线，如图3所示的某航空发动机转子最大位置的应变转速曲线。其中，最大等效应变发生位置的轮盘，即为最小破裂裕度的轮盘。同时，最大等效应变的发生位置即为轮盘的破裂起始位置，且根据最大应变位置的应变-转速曲线，在应变达到材料的失效应变时的转速即为转子的破裂转速。
此处值得注意的是，为了确定转子的破裂位置，对于转子非轴对称的部位，例如榫槽，螺栓孔，冷气孔，需要建立三维子模，开展相应的应力应变分析，绘制各位置的应变-转速曲线。
步骤102、构建试验件构型的初步设计方案。
进一步地，步骤102中试验件构型采用破裂裕度最小的轮盘为主要构件。
特别地，对于超转试验件构型设计准则，轮盘超转试验件的设计必须满足的要求如下：
一、试验件构型必须以关键级轮盘(破裂裕度最小的轮盘)为主要构件；
二、试验件与部件的预测破裂转速尽可能接近；
三、试验件与部件的预测的破裂起始位置一致；
四、试验件与部件分析的关键级轮盘的应变分布和变形特征一致；
五、关键级轮盘的破裂起始位置应变增长规律一致；
六、试验件与部件在关键位置的尺寸增长；
七、试验件构型简单、零件数量少。
根据转子部件结构，提出转子的超转试验件构型的初步方案。破裂裕度最小的轮盘，按上述超转试验件构型设计准则的要求一，包括在试验件的构型中。
步骤103、对所述试验件构型进行超转破裂分析。
优选地，步骤103包括：建立所述试验件构型的有限元模型，基于材料的真实应力-应变性能(如图1所示)，采用大变形多步分析的方法进行求解。通过逐步提高转子的转速，分析不同转速下，所述试验件构型的应力、应变、变形分布的变化。
其中，步骤103中根据所述试验件构型的弹塑性应变分布，绘制各位置的应变-转速曲线，确定试验件方案的破裂转速，破裂起始位置，破裂起始位置的应变增长规律(如图2和图3所示)。
步骤104、判断所述试验件构型设计是否满足准则要求。
优选地，步骤104包括：根据转子部件及所述试验件构型的弹塑性分析结果，结合设计原则，评估所述试验件构型是否满足准则要求。
根据转子部件及试验件构型的弹塑性分析结果，结合设计原则，对比二者在以下方面的一致性及差异，评估是否满足准则要求：
一、试验件构型必须以关键级轮盘(破裂裕度最小的轮盘)为主要构件；
即
其中，
二、试验件与部件的预测破裂转速尽可能接近，小于5％；
即
其中，
其中，
三、试验件与部件的预测的破裂起始位置一致；
即
其中，
其中，
四、试验件与部件分析的关键级轮盘的应变分布和变形特征一致；
即，在同一转速下，||maxtestvonsesstrain-maxrotorvonsesstrain/maxrotorvonsesstrain||*100％≤5％
即，在同一转速下，||mintestvonsesstrain-minrotorvonsesstrain/minrotorvonsesstrain||*100％≤5％
其中，maxtestvonsesstrain，mintestvonsesstrain为试验件的最大和最小等效应变；
其中，maxrotorvonsesstrain，minrotorvonsesstrain为转子的最大和最小等效应变。
五、关键级轮盘的破裂起始位置应变增长规律一致；
某型号的转子和试验件的破裂位置的应变-转速曲线，如图4所示，图4本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某型号的转子和试验件的破裂位置的应变-转速曲线。二者的应变随转速的增长规律一致。
六、试验件与部件在关键位置的尺寸增长一致；
即，在破裂转速下，
其中，
其中，
七、试验件构型简单、零件数量少。
试验件的零件数目尽量少，节省试验件的加工成本，提高装配效率，即
其中，
步骤105、确定试验件构型。
优选地，所述步骤105包括：综合考虑所述试验件构型设计原则的各个因素，选取满足设计原则要求的试验件构型，即为最终的试验件构型。
步骤106、完成试验件加工装配。
开展试验件的生产加工，并完成试验件的装配。
步骤107、确定转子部件的破裂转速。
开展破裂试验，试验件构型预测破裂转速与转子部件分析的破裂转速之比称为构型因子s，则按试验结果确定轮盘的破裂转速时须乘以构型因子。
即，
优选地，步骤107中所述试验件构型预测破裂转速与转子部件分析的破裂转速之比称为构型因子，如构型方案1为试验件构型，则按试验结果确定轮盘的破裂转速时须乘以构型因子。
根据上述方法步骤的表述，现以某型航空发动机的低压涡轮转子为例进一步具体说明超转试验件的设计步骤：
一、对转子组件的超转进行分析；
某型航空发动机的低压涡轮转子组件，由六级轮盘组成，轮盘之间通过螺栓连接，最后通过锥臂将低压涡轮轴与轮盘连接，如图5所示，图5为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中某型航空发动机低压涡轮转子几何模型。
低压涡轮盘采用镍基高温合金材料，其真实拉伸应力-应变曲线如图6所示，图6为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中低压涡轮盘材料的真实拉伸应力-应变曲线(室温)。
基于材料的真实应力-应变性能，采用大变形多步分析的方法进行求解。通过逐步提高转子的转速，分析不同转速下，转子应力、应变、变形分布的变化。当有限元分析模型的最大应变部位的应变达到材料对应的极限应变时，认为结构破坏，该时刻对应的转速即为破裂转速。
二、转子组件中最小破裂裕度轮盘的确定；
低压涡轮转子部件在破裂前的的应变分布如图7所示，图7为图5中a部分的压涡轮转子部件破裂前的应变分布。
从图7可见，当第六级盘的破裂起始位置的应变达到材料的应变极限值时，其余五级盘的应变及结构变形都很小，其余五级盘的最大应变都小于第六级盘最大应变的10％。第六级盘也是转子中超转条件下尺寸增长最可能引起危害性后果的轮盘。
低压涡轮转子部件的超转分析预测，第六级盘在红线转速的149.5％时，从伸长臂上端外侧首先破坏，所以第六级盘是转子部件中最关键的转子级。
三、超转试验件构型初步设计方案；
低压涡轮转子第六级轮盘是破裂裕度最小的轮盘，按上述超转试验件构型设计准则的要求1)，第六级轮盘将包括在试验件的构型中。
为了使试验件与低压涡轮部件的传力路线一致，方案选取了第五级转子级、第六级转子级和锥壁，通过锥壁与试验器连接，如图8所示，图8为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中低压涡轮转子试验件方案。
四、试验件设计方案的超转分析；
对试验件设计方案分别进行了弹塑性有限元超转分析，如图9所示，图9为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中试验件构型方案第六级盘破裂前应变分布。
将图9与低压涡轮部件第六级盘应变分布图7比较，可以观察到：
首先，试验件方案第六级盘的破裂起始位置与部件构型一致，都在伸长臂上端外侧处；
其次，试验件方案第六级盘的应变分布与部件构型完全一致，这是因为方案与部件构型传力路线完全一致。
试验件方案第六级盘的破裂起始位置的应变随转速变化的曲线，如图10所示，图10为本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法中试验件方案1和2第六级盘及部件的破裂起始位置的应变-转速曲线。
从图10可知，试验件方案第六级盘破裂起始位置的应变增长规律与低压涡轮部件完全相同。
五、判断试验件构型设计是否满足准则要求；
表1列出低压涡轮部件与试验件方案的破裂转速结果，以及各构型的破裂位置、零件数目统计。
综上所述，试验件设计方案满足上述超转超转试验件构型设计准则的所有要求。
六、确定试验件构型；
综合考虑试验件构型设计原则各因素，选取满足设计原则要求的试验件构型，即为最终的试验件构型。
七、试验件加工装配；
开展试验件的生产加工，并完成试验件的装配。
八、开展破裂试验；
完成破裂试验，试验件构型预测破裂转速与转子部件分析的破裂转速之比称为构型因子s，则按试验结果确定轮盘的破裂转速时须乘以构型因子。
表1部件与试验件方案破裂转速预测结果比较
根据上述针对本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法的描述，本发明首次提出了一种可操作并符合适航要求的超转试验件设计流程，即基于极限应变法的转子试验件设计方法。极限应变法，即随着轮盘转速的增大，当轮盘内任一局部点的等效应变或变形能达到材料的极限应变或极限应变能时，轮盘破坏。这一方法不包含任何修正因子，仅依赖于材料真实应力-应变曲线，不需要开展大量轮盘试验。
采用所述试验件构型方法设计转子试验件，通过弹塑性分析，确定转子各部位的应力应变分布及随转速变化的增长规律，可以准确的预测转子部件和试验件的破裂转速及其破裂起始位置。预测了轮盘破裂位置以后，很容易确定需要考虑的尺寸，破裂起始位置的尺寸即为关键尺寸，可以容易地考虑最不利尺寸公差对转子破裂转速的影响。可以考虑局部温度对材料性能强度及弹性模量的影响，还可以考虑温度场对转子破裂转速的影响。
此外，重要的是，这种方法中不包含任何系数和因子，试验验证简单、直接，可以节省大量的试验经费和时间。在工程研制中运用该方法来开展工作，可以很好地满足适航ac中对于分析方法的要求。
更值得一提的是，本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法首次提出了超转试验件的构型设计准则，即：一、试验件构型必须以关键级轮盘(破裂裕度最小的轮盘)为主要构件；二、试验件与部件的预测破裂转速尽可能接近；三、试验件与部件的预测的破裂起始位置一致；四、试验件与部件分析的关键级轮盘的应变分布和变形特征一致；五、关键级轮盘的破裂起始位置应变增长规律一致；六、试验件构型简单、零件数量少。包含了轮盘超转的整个物理过程、破裂前的变形特征和应变增长规律、破裂起始点的位置和破裂转速，实质上反映了试验件结构的传力路线和结构刚度。
该设计准则，不仅考虑试验件构型与部件方案在破裂转速的一致性，同时还要求破裂位置一致，应变分布和应变增长规律一致，尺寸增长规律一致。考虑的因素全面，能够保证试验件构型与部件方案的一致性，可以很好的指导和评估试验件构型设计的好坏。
综上所述，本发明航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法具有如下诸多优势：
一、其基于极限应变法，不包含任何系数和因子，试验验证简单、直接，可以节省大量的试验经费和时间。
二、可以准确预测转子的破裂起始位置，因此可直接选取该位置公差范围内的最不利组合作为破裂的最不利尺寸，可操作性强，有理论依据，适合应用于工程研制过程。
三、按破裂起始位置的局部总应变来确定破裂转速，该应变包括了温度场引起的热应变，所以能够较为准确地考虑温度场对破裂转速的影响。
四，该方法预测破裂转速是基于破裂起始点局部温度对应的应力-应变曲线，所以可以准确的考虑温度对材料屈服强度和极限强度的影响。该方法包括了明确的设计准则，可以指导和评估试验件构型设计的好坏，操作性强。
五、可以满足适航33.27超转的要求，可以用来作为适航条款的符合性设计方法，具有很大的工程应用意义。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。
1.一种航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述试验件构型方法包括以下步骤：
s1、对航空发动机的转子组件进行超转分析；
s2、确定所述转子组件中最小破裂裕度轮盘；
s3、构建试验件构型的初步设计方案；
s4、对所述试验件构型进行超转破裂分析；
s5、判断所述试验件构型设计是否满足准则要求；
s6、确定试验件构型；
s7、完成试验件加工装配；
s8、确定转子部件的破裂转速。
2.如权利要求1所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s1包括：建立转子的有限元模型，基于材料的真实应力-应变性能，采用大变形多步分析的方法进行求解；
通过逐步提高转子的转速，分析不同转速下，转子应力、应变、变形分布的变化。
3.如权利要求1所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s2包括：根据转子部件的弹塑性应变分布，绘制各位置的应变-转速曲线。
4.如权利要求3所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s2中，最大等效应变发生位置的轮盘，即为最小破裂裕度的轮盘；最大等效应变的发生位置即为轮盘的破裂起始位置，且根据最大应变位置的应变-转速曲线，在应变达到材料的失效应变时的转速即为转子的破裂转速。
5.如权利要求1所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s3中试验件构型采用破裂裕度最小的轮盘为主要构件。
6.如权利要求1所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s4包括：建立所述试验件构型的有限元模型，基于材料的真实应力-应变性能，采用大变形多步分析的方法进行求解；
通过逐步提高转子的转速，分析不同转速下，所述试验件构型的应力、应变、变形分布的变化。
7.如权利要求6所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s4中根据所述试验件构型的弹塑性应变分布，绘制各位置的应变-转速曲线，确定试验件方案的破裂转速，破裂起始位置，破裂起始位置的应变增长规律。
8.如权利要求1所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s5包括：根据转子部件及所述试验件构型的弹塑性分析结果，结合设计原则，评估所述试验件构型是否满足准则要求。
9.如权利要求1所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s6包括：综合考虑所述试验件构型设计原则的各个因素，选取满足设计原则要求的试验件构型，即为最终的试验件构型。
10.如权利要求1所述的航空发动机转子的超转破裂试验的试验件构型方法，其特征在于，所述步骤s8中所述试验件构型预测破裂转速与转子部件分析的破裂转速之比称为构型因子，按试验结果确定轮盘的破裂转速时须乘以构型因子。
技术总结