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试验验证方法，用于验证叶片硬物损伤的理论免修极限。
[0006]本公开的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本公开的实践而习得。
[0007]根据本公开实施例的一个方面，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：
[0008]确定理论免修极限；
[0009]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；
[0010]确定所述叶片模拟件的前三阶固有频率；
[0011]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；
[0012]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；
[0013]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。
[0014]在本公开的一种实施例中，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：
[0015]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。
[0016]在本公开的一种实施例中，所述叶片对应高度处的所述理论免修极限位于加工深度a的范围取值内。
[0017]在本公开的一种实施例中，当在前缘90％H处，计算所得的理论免修极限为4.6mm，则叶片模拟件中裂纹深度a可取4.2mm，4.4mm，4.6mm，4.8mm，5.0mm。
[0018]在本公开的一种实施例中，每种裂纹深度对应加工多个试验件。
[0019]在本公开的一种实施例中，确定所述叶片模拟件的前三阶固有频率，包括：
[0020]启动振动台使其在叶片模拟件前三阶仿真模态频率范围内扫频，观察应变片以及位移传感器收集到的数据，直至数据反应出叶片模拟件的前三阶模态频率稳定，停止继续旋紧轴向紧固螺栓和周向紧固螺栓，记录此时力矩扳手数值以及叶片前三阶模态频率值。
[0021]在本公开的一种实施例中，对叶片模拟件分别在其前三阶模态下进行振动疲劳试验，边界加载时保证轴向紧固螺栓与轴向紧固螺栓力矩一致。
[0022]在本公开的一种实施例中，所述预设次数为800万次
‑
1200万次。
[0023]在本公开的一种实施例中，所述预设范围为5％
‑
20％。
[0024]在本公开的一种实施例中，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未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不合理。
[0025]本公开提供的叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，首先确定叶片模型前后缘裂纹型损伤的理论免修极限；接着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，不同初始裂纹的长度取值范围根据对应叶片高度处的理论免修极限确定；接着确定叶片模拟件的前三阶固有频率；接着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，控制激振加速度使预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有明显的振幅下降；若叶片模拟件出现裂纹或有明显的振幅下降，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有明显的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为叶片模拟件的损伤免修；最后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。
[0026]应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
[0027]此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据
这些附图获得其他的附图。在附图中：
[0028]图1为本公开的一种实施例提供的叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法的流程图；
[0029]图2为本公开的一种实施例提供的叶片的示意图；
[0030]图3为本公开的一种实施例提供的利用有限元计算出叶片模型前后缘的免修极限的结果示意图；
[0031]图4为本公开的一种实施例提供的叶片模拟件的示意图；
[0032]图5为本公开的一种实施例提供的叶片模拟件安装在试验台上的示意图。
具体实施方式
[0033]现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。
[0034]此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有特定细节中本文档来自技高网...

【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：