一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法技术

本发明专利技术公开了一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，包括如下步骤：对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑型损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围；建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，得到该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步，获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得所有位置的凹坑型损伤免修极限。本发明专利技术针对航空发动机风扇/压气机叶片叶盆/叶背凹坑型损伤形成了规范化的免修极限制定流程。

【技术实现步骤摘要】
一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法
本专利技术涉及一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，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
硬物冲击损伤是由于飞机在起飞、着陆或低空飞行中航空发动机难免会吸入金属、碎片、砂砾、石块等硬物冲击高速旋转的叶片形成的。硬物冲击损伤会加速叶片在离心力和振动载荷作用下过早地萌生高周疲劳裂纹从而导致叶片断裂事故，对发动机工作可靠性具有严重的影响。为了满足航空发动机持续性适航要求，发动机原始设备制造商必须为用户制定合理的维修手册以指导工程人员按照规范的手段维护发动机叶片。其中，用于判断硬物损伤叶片是否可用或免修的“可用极限”是制定维修手册的重要内容之一。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。制定可用极限的目的在于一定程度上减少发动机叶片遭受硬物冲击损伤后拆卸、修理或更换的次数，提高发动机经济性和准备完好性。目前发动机公司并没有制定硬物损伤后叶片可用极限的规范化程序，在过去新设计的发动机叶片的可用极限往往基于旧款发动机的使用和维护经验，然而随着叶片设计技术的不断发展，新型叶片结构(如整体叶盘、空心叶片等)让这种经验性的外推方式面临着巨大挑战。凹坑型损伤是硬物冲击叶片压力面(叶盆)或吸力面(叶背)较厚部位而形成的损伤，此类损伤是发动机风扇/压气机叶片最常见的硬物冲击损伤类型之一，甚至也会出现在涡轮叶片上，例如由于发动机内部脱落物随高速气流进入下游冲击涡轮叶片形成凹坑损伤。本专利技术为解决凹坑型硬物冲击损伤合理规范的可用极限制定问题，从考虑目前航空发动机叶片最常见的高周疲劳失效角度，提出了一种凹坑型硬物冲击损伤可用极限确定方法。
技术实现思路
本专利技术的目的在于站在目前航空发动机叶片最常见的高周疲劳失效角度，提供一种凹坑型硬物冲击损伤可用极限确定方法，以解决目前针对凹坑型硬物冲击损伤缺乏合理规范的可用极限制定流程的问题。为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，包括如下步骤：第一步，结合航空发动机转速谱、温度谱和坎贝尔图对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；第二步，通过外场调研、模拟试验和应力集中程度分析确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；第三步，在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑型损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围ΔK；第四步，建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，判断前六阶模态振动载荷下危险形状的凹坑型损伤不发生裂纹扩展时的凹坑深度，即为该阶模态振动载荷下的许用凹坑深度，得到该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；第五步，指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步，获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得叶片叶盆或叶背所有位置的凹坑型损伤免修极限。所述第一步中，稳态应力σsta为发动机风扇/压气机叶片承受的离心力应力、气动应力和热应力的叠加，模态振动应力σdyn通过特征频率、固有振型以及模态振动幅值计算得到。所述步骤第二步中，通过凹坑型损伤的外场调研，确定外场典型硬物冲击条件；凹坑型损伤模拟试验在实验室条件下进行，采用轻气炮试验系统进行外场典型冲击速度、冲击角度、硬物类型、硬物形状、硬物尺寸这些试验条件下的凹坑型硬物冲击损伤模拟试验，观测硬物冲击形态和凹坑型损伤形貌建立不同形状的凹坑型损伤几何模型，通过有限元数值分析方法计算不同形状凹坑型硬物冲击损伤的应力集中程度，选择应力集中程度最大的形状作为凹坑型损伤最危险形状。所述步骤第三步中，将第二步中所建立的凹坑型损伤最危险形状的几何模型通过布尔运算的方式添加至叶片的叶盆或叶背指定位置，形成具有凹坑型损伤的叶片几何模型，通过有限元数值分析方法计算凹坑型损伤底部应力分布，采用幂函数分布应力表达式拟合，即：其中，σ(x)为裂纹面上的应力分布，a为凹坑型损伤的表面裂纹深度，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，σi为多项式系数，i为多项式指数，项数n≤7；采用通用权函数法计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部裂纹尖端应力强度因子范围ΔKmax，即：ΔK＝Kmax-KminΔKmax＝max(ΔKA，ΔKB)其中，Kmax和Kmin分别为裂纹在循环载荷下的最大应力强度因子和最小应力强度因子，当应力比R>0时，Kmin≠0，当应力比R≤0时，Kmin＝0；KA与mA(x,a)和KB与mB(x,a)分别为凹坑型损伤底部表面裂纹最深点和表面点的应力强度因子和通用权函数，M1A、M2A、M3A以及M1B、M2B、M3B为通用权函数系数；凹坑型损伤底部裂纹尖端最大应力强度因子范围为裂纹尖端点A点与B点中的最大值；ΔKmax为具有危险形状的凹坑型损伤深度d和裂纹尺寸a的函数。所述表面裂纹为I型裂纹，位于凹坑型损伤的底部，表面裂纹深度为凹坑型损伤底部微观损伤的最大分布深度，通过对第二步得到的凹坑型硬物冲击损伤最危险形状进行金相观测得到。所述步骤第四步中，高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型为：ΔKmax(d,a)≤ΔKth(R)其中，裂纹扩展门槛值ΔKth(R)为应力比R相关的材料常数，对于叶片指定位置指定阶次下的模态振动而言，应力比R为定值，即ΔKth(R)为定值；表面裂纹深度a为定值，随着凹坑型损伤深度d的增加，ΔKmax(d,a)单调递增，当ΔKmax(d,a)＝ΔKth(R)时，损伤深度d即为该阶次模态振动下的许用凹坑深度。所述步骤第四步中，取前六阶模态振动下许用损伤深度最小值作为叶片该位置凹坑型损伤免修极限。有益效果：本专利技术为航空发动机叶片使用过程中常遭受的凹坑型硬物损伤提供了一种合理规范的可用极限确定方法和流程。本专利技术考虑了叶片遭受硬物损伤后发生的最常见高周疲劳失效，采用简单高效的凹坑底部表面裂纹应力强度因子积分计算方法和裂纹不扩展原理确定许用凹坑深度，提出了制定叶片前后缘中撕裂/裂纹型损伤免修极限的标准步骤，该流程便于通过计算机程序实现从而提高工程效率。附图说明图1为坎贝尔图确定发动机叶片前六阶模态振动频率和振动幅值；图2为简化的高周疲劳载荷稳态应力和振动应力幅值示例；图3为典型的凹坑型损伤宏观形貌示例；图4为球形硬物冲击损伤几何建模方式示例；图5为凹坑型损伤有限元网格划分示例；图6为凹坑型损伤截面底部应力集中分布示例；图7为凹坑型损伤底部裂纹模型；图8为本专利技术的方法流程图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术做更进一步的解释。本专利技术一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，包括如下步骤：第一步，结合航空发动机转速谱、温度谱和坎贝尔图对发动机风扇/压气机本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，其特征在于：包括如下步骤：/n第一步，结合航空发动机转速谱、温度谱和坎贝尔图对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；/n第二步，通过外场调研、模拟试验和应力集中程度分析确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；/n第三步，在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑型损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围ΔK；/n第四步，建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，判断前六阶模态振动载荷下危险形状的凹坑型损伤不发生裂纹扩展时的凹坑深度，即为该阶模态振动载荷下的许用凹坑深度，得到该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；/n第五步，指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步，获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得叶片叶盆或叶背所有位置的凹坑型损伤免修极限。/n

【技术特征摘要】
1.一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，其特征在于：包括如下步骤：
第一步，结合航空发动机转速谱、温度谱和坎贝尔图对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；
第二步，通过外场调研、模拟试验和应力集中程度分析确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；
第三步，在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑型损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围ΔK；
第四步，建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，判断前六阶模态振动载荷下危险形状的凹坑型损伤不发生裂纹扩展时的凹坑深度，即为该阶模态振动载荷下的许用凹坑深度，得到该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；
第五步，指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步，获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得叶片叶盆或叶背所有位置的凹坑型损伤免修极限。


2.根据权利要求1所述的凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，其特征在于：所述第一步中，稳态应力σsta为发动机风扇/压气机叶片承受的离心力应力、气动应力和热应力的叠加，模态振动应力σdyn通过特征频率、固有振型以及模态振动幅值计算得到。


3.根据权利要求1所述的凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，其特征在于：所述步骤第二步中，通过凹坑型损伤的外场调研，确定外场典型硬物冲击条件；凹坑型损伤模拟试验在实验室条件下进行，采用轻气炮试验系统进行外场典型冲击速度、冲击角度、硬物类型、硬物形状、硬物尺寸这些试验条件下的凹坑型硬物冲击损伤模拟试验，观测硬物冲击形态和凹坑型损伤形貌建立不同形状的凹坑型损伤几何模型，通过有限元数值分析方法计算不同形状凹坑型硬物冲击损伤的应力集中程度，选择应力集中程度最大的形状作为凹坑型损伤最危险形状。


4.根据权利要求1所述的凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，其特征在于：所述步骤第三步中，将第二步中所建立的凹坑型损伤最危险形状的几何模型通过布尔运算的方式添加至叶片的叶盆或叶背指定位置，形成具有凹坑型损伤的叶片几何模型，通过有限元数值分析方法计算凹坑型损伤底部应力分布，采用幂函数分布应力表达式拟合，即：

【专利技术属性】
技术研发人员：贾旭，宋迎东，张子文，凌晨，胡绪腾，
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