【技术实现步骤摘要】
一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法
本专利技术涉及一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，属于航空发动机叶片硬物损伤容限设计与维护领域。
技术介绍
金属、碎片、砂砾、石块等硬物伴随着气流进入发动机气流通道与高速旋转的叶片发生碰撞形成的冲击损伤是加重叶片疲劳失效的重要原因之一。尽管人们提出了如飞机跑道外物清扫、地勤人员维修工具检查与控制等外物损伤预防措施，但硬物损伤总是不可避免的。对于不可避免的硬物损伤问题，虽然发动机设计者使叶片具有了一定的硬物损伤容限能力，但同时也需要在发动机研制后期为用户提供具有硬物损伤叶片的维修手册，为用户在使用和维护发动机叶片时提供必要的建议，例如叶片发生硬物损伤后，如何判断硬物损伤叶片是否可用(免修)。目前，评判硬物损伤严重程度的主要尺寸为损伤深度，发动机维修手册中往往采用所允许的最大损伤深度作为叶片发生硬物损伤后的可用极限，并通过确定合理的可用极限以达到在保证安全与性能的前提下，减少叶片在发生一定程度的外物损伤后拆卸维修和更换的次数，提高经济性和战备完好性。目前发动机公司并没有制定...
【技术保护点】
1.一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，其特征在于：包括如下步骤：(1)从叶片的叶盆和叶背各点上承受的高/低周复合疲劳载荷提取可能发生的高循环疲劳载荷及低循环疲劳载荷；(2)根据叶片材料在不同应力比下的裂纹扩展门槛值数据，建立应力比相关的裂纹扩展门槛值模型；(3)将叶片的叶盆和叶背中撕裂/裂纹型损伤设定为I型半椭圆表面裂纹，其椭圆裂纹深度半轴长度a为撕裂/裂纹型损伤的最大深度d，椭圆裂纹表面半轴长b为a的1.5倍，建立该半椭圆表面裂纹的应力强度因子计算方法；(4)分别建立不同应力比条件下高周疲劳载荷、低周疲劳载荷的裂纹不扩展模型，并绘制不同裂纹...
【技术特征摘要】
1.一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，其特征在于：包括如下步骤：(1)从叶片的叶盆和叶背各点上承受的高/低周复合疲劳载荷提取可能发生的高循环疲劳载荷及低循环疲劳载荷；(2)根据叶片材料在不同应力比下的裂纹扩展门槛值数据，建立应力比相关的裂纹扩展门槛值模型；(3)将叶片的叶盆和叶背中撕裂/裂纹型损伤设定为I型半椭圆表面裂纹，其椭圆裂纹深度半轴长度a为撕裂/裂纹型损伤的最大深度d，椭圆裂纹表面半轴长b为a的1.5倍，建立该半椭圆表面裂纹的应力强度因子计算方法；(4)分别建立不同应力比条件下高周疲劳载荷、低周疲劳载荷的裂纹不扩展模型，并绘制不同裂纹深度a下裂纹不扩展等值曲线图；(5)通过有限元数值分析方法获取叶片叶盆叶背各点的静态应力和动态应力；(6)通过比对静态应力和动态应力在裂纹不扩展等值曲线中的位置确定该等值曲线所对应的裂纹尺寸a，即为叶片叶盆叶背该点处的裂纹/撕裂型硬物损伤的可用极限。2.根据权利要求1所述的考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，其特征在于：所述步骤(1)中，叶片的高/低周复合载荷指发动机正常工作时叶片低频离心力循环载荷与高频振动载荷的交互，将叶片中低频离心力循环载荷记为低循环疲劳载荷，将叶片中高频振动载荷记为高循环疲劳载荷，通过载荷谱分析确定叶片的叶盆和叶背各点可能出现的高循环疲劳载荷及低循环疲劳载荷形式。3.根据权利要求1所述的考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，裂纹扩展门槛值采用应力强度因子范围ΔK表示，其中当应力比R>0时，ΔK＝Kmax-Kmin，且Kmin≠0，当应力比R≤0时，ΔK＝Kmax-Kmin，且Kmin＝0；裂纹扩展门槛值ΔKth表示为应力比R的函数。4.根据权利要求1所述的考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，具有I型半椭圆表面裂纹的叶片视为有限厚度、无限宽度、无限长度的半椭圆裂纹体模型，其裂纹面上所承受的载荷采用幂函数分布应力表达式，即：其中，σ(x)为裂纹面上的应力分布，a为裂纹长度，x为沿裂纹扩展方向上的坐标，其坐标原点为单边裂纹与前缘点的交点，...
【专利技术属性】
技术研发人员：宋迎东，贾旭，胡绪腾，吴娜，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32
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