The present invention relates to a method for evaluating the anti-FOD capability of aeroengine blades. In this method, the impact dynamics simulation of the simulated blade numerical model is carried out to obtain the relationship between the macroscopic characteristics of the notch and the type of the object, the impact speed and the impact angle. Based on this data, the test conditions of the external damage are determined, and the simulated blade is simulated by air gun. Damage tests were conducted to observe the macro and micro characteristics of impact notches; static and dynamic stresses at dangerous locations on the leading edge of blades were taken as the initial static and dynamic loads of high cycle fatigue tests, and high cycle fatigue tests were carried out on damaged simulated blades. The high cycle fatigue strength of blades was obtained by step-by-step method, and the FOD resistance of blades was evaluated according to the high cycle fatigue test results. The high cycle fatigue strength of the real blade was obtained by simulated external damage and high cycle fatigue test to verify the agreement between the simulated blade and the real blade test results.
【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法
本专利技术涉及航空发动机叶片性能测试领域。
技术介绍
飞机在跑道或航母甲板起降过程中,高转速运行的航空发动机常会吸入石子、砂砾、螺栓、金属碎片等硬物,这些异物进入发动机时与压气机叶片的相对速度可达100m/s-350m/s,会对前几级压气机叶片尤其是叶片的前缘造成严重的冲击损伤损伤。现有技术中,将金属、砂石等坚硬物体撞击发动机带来的损伤称作“外物损伤”(简称FOD,ForeignObjectDamage)受损伤的叶片若未及时发现和处理,在高频振动下可能会发生疲劳断裂失效,飞断的叶片会打穿机匣甚至破坏后几级压气机的叶片,造成严重的飞行事故。因此探究外物损伤对叶片材料疲劳强度的影响规律,评估叶片的抗外物损伤能力,是航空发动机叶片设计中不可忽视的一部分。国内目前对航空发动机叶片抗外物损伤(FOD)能力的评估主要是参照如美军表MIL-HDBK-1783B等标准中的相关规定,考核发动机吸入外物后对叶片造成等效于最小疲劳缺口系数Kf=3的损伤时,发动机能否工作到规范规定的两个检查周期或小时数。然而叶片遭受FOD后会发生断裂的根本原因是冲击形成的损伤部位会存在微观裂纹、应力集中、残余应力和微观组织损伤,损伤位置在高周工作载荷下易成为疲劳源发生疲劳断裂。且金属的高周疲劳失效存在较大的分散性,仅仅通过损伤后可以工作的周期数来考核叶片抗外物损伤的能力,不能够有效地避免外物损伤导致叶片失效的风险。
技术实现思路
专利技术目的:本专利技术通过空气炮模拟外物损伤试验、叶片的高周疲劳试验,得到损伤叶片的高周疲劳性能,从而评估叶片抗FOD能力。技术 ...
【技术保护点】
1.一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法,其特征在于,包括以下步骤:(1)、建立被测试真实叶片的数值模型,并选择该数值模型中真实叶片前缘位置某一点作为动应力测试测点位置;提取此位置的模态应力σa1;提取动应力测试测点位置的模态应力σ01,动应力测试测点位置真实应力σ0;计算出测点位置工作载荷下的振动应力σa:
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法,其特征在于,包括以下步骤:(1)、建立被测试真实叶片的数值模型,并选择该数值模型中真实叶片前缘位置某一点作为动应力测试测点位置;提取此位置的模态应力σa1;提取动应力测试测点位置的模态应力σ01,动应力测试测点位置真实应力σ0;计算出测点位置工作载荷下的振动应力σa:同时,在该真实叶片的数值模型中获取该测点位置的静应力结果σm;(2)、根据步骤(1)中选取的叶片前缘测点位置的前缘半径R、前缘所成角度θ设计并制造出叶片前缘模拟试验件,并建立该叶片前缘模拟试验件的数值模型;(3)、在动力学分析软件中模拟不同材料、不同尺寸的外物以不同的冲击速度、冲击角度撞击叶片前缘模拟试验件数值模型的过程,得到损伤缺口的宏观特征与外物类型、冲击速度、冲击角度之间关系的仿真结果;(4)、根据航空发动机外场叶片的损伤数据统计或发动机叶片相关维修准则边界尺寸,确定需要考核的损伤严重程度指标,并对应该考核的损伤严重程度指标,选择步骤(3)中符合该考核的损伤严重程度指标的模拟外物损伤试验的外物类型、冲击速度、冲击角度后,采用空气炮发射外物,冲击叶片前缘模拟试验件而对叶片前缘模拟试验件造成损伤;(5)、通过高周疲劳试验设备对损伤后的模拟叶片进行高周疲劳试验;以步骤(1)中计算得到的前缘危险位置工作载荷下的静应力σm作为高周疲劳试验的静载,危险位置工作载荷下的振动应力σa作为高周疲劳试验动载,对损伤后的模拟叶片进行设计寿命N循环的高周疲劳试...
【专利技术属性】
技术研发人员:赵振华,陆楷楠,陈伟,张钧贺,
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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