叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法技术

本公开提供了一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，包括：确定理论免修极限；提供多个叶片模拟件，分别在多个叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤；将多个叶片模拟件前三阶固有频率下进行振动疲劳试验，监测叶片模拟件上预设参考点的应力水平；若叶片模拟件出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次；若叶片模拟件未出现裂纹或未出现大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为损伤免修；将确定的试验免修极限与理论免修极限对比，若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围内，则判断确定的理论免修极限合理。免修极限合理。免修极限合理。

【技术实现步骤摘要】
叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法


[0001]本公开涉及发动机叶片
，具体而言，涉及一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法。

技术介绍

[0002]飞机在起飞、降落或低空飞行时，其发动机可能吸入碎石、砂砾和金属(如小螺母、螺帽等)等硬物，引起高速硬物冲击。高速硬物冲击会造成叶片多种损伤如凹痕、凹坑、缺口、撕裂和局部卷曲等，这些损伤会降低叶片工作寿命，影响飞行安全，提高维修维护成本，甚至造成巨大经济损失。
[0003]对于叶片受到的硬物损伤问题，虽然发动机在设计时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，给用户在维护发动机叶片时提供必要的参考，例如叶片发生硬物损伤后，如何判断该叶片是否免修可继续使用。
[0004]需要说明的是，在上述
技术介绍
部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

技术实现思路

[0005]本公开实施例的目的在于提供一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，其特征在于，包括：确定理论免修极限；提供多个叶片模拟件，分别在多个所述叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，不同所述初始裂纹的长度取值范围根据叶片对应高度处的所述理论免修极限确定；确定所述叶片模拟件的前三阶固有频率；将多个所述叶片模拟件所述前三阶固有频率下进行振动疲劳试验，监测所述叶片模拟件上预设参考点的应力水平，控制激振加速度使所述预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测所述叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降；若所述叶片模拟件出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次；若所述叶片模拟件未出现裂纹或未出现大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为所述叶片模拟件的损伤免修；将确定的试验免修极限与所述理论免修极限对比，若所述试验免修极限与所述理论免修极限之间差值的绝对值位于所述理论免修极限的预设范围内，则判断确定的所述理论免修极限合理。2.根据权利要求1所述的试验验证方法，其特征在于，所述分别在多个所述叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，包括：分别在所述叶片模拟件的叶身前缘和叶身后缘的高度h＝2％H、5％H、10％H、20％H、50％H、90％H处加工深度为a的裂纹型损伤，a的范围取值范围根据叶片对应高度处的所述理论免修极限确定，取多个值。3.根据权利要求2所述的...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨未柱，朱西点，李磊，曾延，苑天宇，孙培杰，岳珠峰，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：