[發(fā)明專利]一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片抗FOD能力的評(píng)估方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201811464884.0
• 申請(qǐng)日: 2018-12-03
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109815521B
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-04-16
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 趙振華;陸楷楠;陳偉;張鈞賀
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F30/17;G06F30/23;G06F111/10;G06F119/14
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發(fā)明涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片抗FOD能力的評(píng)估方法，該方法中對(duì)模擬葉片數(shù)值模型進(jìn)行外物損傷的沖擊動(dòng)力學(xué)仿真，得到缺口宏觀特征與外物類型、沖擊速度、沖擊角度之間的關(guān)系，并以此為數(shù)據(jù)依據(jù)確定外物損傷試驗(yàn)條件，利用空氣炮對(duì)模擬葉片進(jìn)行外模擬物損傷試驗(yàn)，觀察沖擊缺口的宏觀微觀特征；以葉片前緣危險(xiǎn)位置工作載荷下的靜應(yīng)力與動(dòng)應(yīng)力作為高周疲勞試驗(yàn)的初始靜載與動(dòng)載，對(duì)損傷后的模擬葉片進(jìn)行高周疲勞試驗(yàn)，通過(guò)步進(jìn)法得到葉片的高周疲勞強(qiáng)度，根據(jù)高周疲勞試驗(yàn)結(jié)果評(píng)估葉片抗FOD能力；對(duì)少數(shù)的真實(shí)葉片進(jìn)行模擬外物損傷及高周疲勞試驗(yàn)得到其高周疲勞強(qiáng)度，以驗(yàn)證模擬葉片與真實(shí)葉片試驗(yàn)結(jié)果的符合性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片性能測(cè)試領(lǐng)域。

背景技術(shù)

飛機(jī)在跑道或航母甲板起降過(guò)程中，高轉(zhuǎn)速運(yùn)行的航空發(fā)動(dòng)機(jī)常會(huì)吸入石子、砂礫、螺栓、金屬碎片等硬物，這些異物進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)與壓氣機(jī)葉片的相對(duì)速度可達(dá)100m/s-350m/s，會(huì)對(duì)前幾級(jí)壓氣機(jī)葉片尤其是葉片的前緣造成嚴(yán)重的沖擊損傷損傷。現(xiàn)有技術(shù)中，將金屬、砂石等堅(jiān)硬物體撞擊發(fā)動(dòng)機(jī)帶來(lái)的損傷稱作“外物損傷”(簡(jiǎn)稱FOD，F(xiàn)oreignObject Damage)

受損傷的葉片若未及時(shí)發(fā)現(xiàn)和處理，在高頻振動(dòng)下可能會(huì)發(fā)生疲勞斷裂失效，飛斷的葉片會(huì)打穿機(jī)匣甚至破壞后幾級(jí)壓氣機(jī)的葉片，造成嚴(yán)重的飛行事故。因此探究外物損傷對(duì)葉片材料疲勞強(qiáng)度的影響規(guī)律，評(píng)估葉片的抗外物損傷能力，是航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片設(shè)計(jì)中不可忽視的一部分。

國(guó)內(nèi)目前對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片抗外物損傷(FOD)能力的評(píng)估主要是參照如美軍表MIL-HDBK-1783B等標(biāo)準(zhǔn)中的相關(guān)規(guī)定，考核發(fā)動(dòng)機(jī)吸入外物后對(duì)葉片造成等效于最小疲勞缺口系數(shù)K_f＝3的損傷時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)能否工作到規(guī)范規(guī)定的兩個(gè)檢查周期或小時(shí)數(shù)。然而葉片遭受FOD后會(huì)發(fā)生斷裂的根本原因是沖擊形成的損傷部位會(huì)存在微觀裂紋、應(yīng)力集中、殘余應(yīng)力和微觀組織損傷，損傷位置在高周工作載荷下易成為疲勞源發(fā)生疲勞斷裂。且金屬的高周疲勞失效存在較大的分散性，僅僅通過(guò)損傷后可以工作的周期數(shù)來(lái)考核葉片抗外物損傷的能力，不能夠有效地避免外物損傷導(dǎo)致葉片失效的風(fēng)險(xiǎn)。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：本發(fā)明通過(guò)空氣炮模擬外物損傷試驗(yàn)、葉片的高周疲勞試驗(yàn)，得到損傷葉片的高周疲勞性能，從而評(píng)估葉片抗FOD能力。

技術(shù)方案：

一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片抗FOD能力的評(píng)估方法，其特征在于，包括以下步驟：

(1)、建立被測(cè)試真實(shí)葉片的數(shù)值模型，并選擇該數(shù)值模型中真實(shí)葉片前緣位置某一點(diǎn)作為動(dòng)應(yīng)力測(cè)試測(cè)點(diǎn)位置；提取此位置的模態(tài)應(yīng)力σ_a1；提取動(dòng)應(yīng)力測(cè)試測(cè)點(diǎn)位置的模態(tài)應(yīng)力σ₀₁，動(dòng)應(yīng)力測(cè)試測(cè)點(diǎn)位置真實(shí)應(yīng)力σ₀；計(jì)算出測(cè)點(diǎn)位置工作載荷下的振動(dòng)應(yīng)力σ_a：同時(shí)，在該真實(shí)葉片的數(shù)值模型中獲取該測(cè)點(diǎn)位置的靜應(yīng)力結(jié)果σ_m；

(2)、根據(jù)步驟(1)中選取的葉片前緣測(cè)點(diǎn)位置的前緣半徑R、前緣所成角度θ設(shè)計(jì)并制造出葉片前緣模擬試驗(yàn)件，并建立該葉片前緣模擬試驗(yàn)件的數(shù)值模型；

(3)、在動(dòng)力學(xué)分析軟件中模擬不同材料、不同尺寸的外物以不同的沖擊速度、沖擊角度撞擊葉片前緣模擬試驗(yàn)件數(shù)值模型的過(guò)程，得到損傷缺口的宏觀特征與外物類型、沖擊速度、沖擊角度之間關(guān)系的仿真結(jié)果；

(4)、根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)外場(chǎng)葉片的損傷數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)或發(fā)動(dòng)機(jī)葉片相關(guān)維修準(zhǔn)則邊界尺寸，確定需要考核的損傷嚴(yán)重程度指標(biāo)，并對(duì)應(yīng)該考核的損傷嚴(yán)重程度指標(biāo)，選擇步驟(3)中符合該考核的損傷嚴(yán)重程度指標(biāo)的模擬外物損傷試驗(yàn)的外物類型、沖擊速度、沖擊角度后，采用空氣炮發(fā)射外物，沖擊葉片前緣模擬試驗(yàn)件而對(duì)葉片前緣模擬試驗(yàn)件造成損傷；