CN109815521B - 一种航空发动机叶片抗fod能力的评估方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法，该方法中对模拟叶片数值模型进行外物损伤的冲击动力学仿真，得到缺口宏观特征与外物类型、冲击速度、冲击角度之间的关系，并以此为数据依据确定外物损伤试验条件，利用空气炮对模拟叶片进行外模拟物损伤试验，观察冲击缺口的宏观微观特征；以叶片前缘危险位置工作载荷下的静应力与动应力作为高周疲劳试验的初始静载与动载，对损伤后的模拟叶片进行高周疲劳试验，通过步进法得到叶片的高周疲劳强度，根据高周疲劳试验结果评估叶片抗FOD能力；对少数的真实叶片进行模拟外物损伤及高周疲劳试验得到其高周疲劳强度，以验证模拟叶片与真实叶片试验结果的符合性。

Description

一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法

技术领域

本发明涉及航空发动机叶片性能测试领域。

背景技术

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，ForeignObject Damage)

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K_f＝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。

发明内容

发明目的：本发明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。

技术方案：

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σ_a1；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σ_a：

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σ_m；

(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σ_m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σ_a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循环的高周疲劳试验；N为正整数；

(6)、叶片抗FOD能力评估：如损伤程度相近的多件模拟叶片在N循环内发生疲劳断裂，则说明叶片在受到该种程度的得到损伤后的叶片对应寿命下的疲劳强度不能满足发动机工作载荷的安全性要求；若在N循环内未发生疲劳断裂，则采用步进法，每一步试验进行N循环，以此时的动载σ_a为初始动载，每一步的动载较上一步增加，直至发生疲劳断裂，得到损伤后试件指定寿命下的疲劳强度。

进一步的，还包括步骤(7)、真实叶片试验验证：对若干真实叶片前缘的测点位置进行外物损伤试验得到冲击损伤；对损伤后的真实叶片进行高周疲劳试验得到其疲劳强度，以验证模拟叶片疲劳强度结果与真实叶片结果的符合性。

进一步的，步骤(5)中，N≥3×10⁷。

进一步的，步骤(1)中，利用工程建模软件建立被测试真实叶片的数值模型的数值模型，在有限元分析软件中对被测试真实叶片有限元模型进行模态分析，对叶片有限元模型施加与工作载荷相同的转速及边界条件，计算出叶片的动频及振动应力分布，提取叶片前缘应力最大位置，由于此位置振动应力最大，取此位置作为动应力测试测点位置来评估叶片的抗外物损伤能力。

进一步的，步骤(4)中，损伤严重程度指标包括损伤类型、尺寸、应力集中程度。

有益效果：本发明对损伤后的模拟叶片进行高周疲劳试验，通过步进法得到叶片的高周疲劳强度，根据高周疲劳试验结果，能够更准确的评估叶片抗FOD能力，从而能够有效地避免外物损伤导致叶片失效的风险。

附图说明

图1为本发明航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法的流程图。

图2为叶片前缘模拟试验件的结构图。

图3为图2中叶片前缘模拟试验件的A-A方向剖视图。

具体实施方式

下面，结合附图对本发明做进一步详细说明。

如图1所示，本发明公开一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法，包括以下步骤：

一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法，包括以下步骤：

(1)、叶片振动应力与静强度分析：利用UG或其他工程建模软件建立叶片的数值模型，在ANSYS或其他有限元分析软件中对真实叶片有限元模型进行模态分析，对叶片有限元模型施加与工作载荷相同的转速及边界条件，计算出叶片的动频及振动应力分布。提取叶片前缘应力最大位置，由于此位置振动应力最大，如发动机工作中吸入外来硬物打伤此位置最为危险，故取此位置作为测试测点位置来评估叶片的抗外物损伤能力。提取此测试测点位置的模态应力σ_a1；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σ_a：

同时，在ANSYS或其他有限元分析软件中对真实叶片的有限元模型进行静强度计算，对模型施加与工作载荷相同的转速及边界条件，计算出叶片的静应力分布。提取危险位置工作载荷下的静应力结果σ_m。

(2)、如图2、图3所示，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；该叶片适用于高周拉伸疲劳试验，对于其他类型的高周疲劳试验，需按照相关试验准则设计其他可表征前缘几何特征且适用于高周疲劳试验的试验件。

(3)、外物损伤的数值仿真分析：利用UG或其他工程建模软件建立步骤(1)中设计的叶片前缘测试测点位置叶片的数值模型，在LS-DYNA或其他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、冲击角度撞击模拟叶片的过程，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。为模拟叶片的外物损伤模拟试验提供数据依据。

(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；损伤严重程度指标包括损伤类型、尺寸、应力集中程度。

(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σ_m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σ_a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循环的高周疲劳试验；N为正整数；钛合金叶片一般要求N＝3×10⁷，现阶段少数标准要求N＝10⁹。

(6)、叶片抗FOD能力评估：如损伤程度相近的多件模拟叶片在N循环内发生疲劳断裂，则说明叶片在受到该种程度的得到损伤后的叶片对应寿命下的疲劳强度不能满足发动机工作载荷的安全性要求；若在N循环内未发生疲劳断裂，则采用步进法，每一步试验进行N循环，以此时的动载σ_a为初始动载，每一步的动载较上一步增加，直至发生疲劳断裂，得到损伤后试件指定寿命下的疲劳强度。

步骤(7)、真实叶片试验验证：对若干真实叶片前缘的测点位置进行外物损伤试验得到冲击损伤；对损伤后的真实叶片进行高周疲劳试验得到其疲劳强度，以验证模拟叶片疲劳强度结果与真实叶片结果的符合性。

Claims (4)

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σ_a1；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σ_a：

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σ_m；该测点位置选为振动应力最大的位置，即打伤此振动应力最大的位置最为危险，故取该测点位置为前缘危险位置；

本步骤中，利用工程建模软件建立被测试真实叶片的数值模型的数值模型，在有限元分析软件中对被测试真实叶片有限元模型进行模态分析，对叶片有限元模型施加与工作载荷相同的转速及边界条件，计算出叶片的动频及振动应力分布，提取叶片前缘应力最大位置，由于此位置振动应力最大，取此位置作为动应力测试测点位置来评估叶片的抗外物损伤能力；

(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σ_m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σ_a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循环的高周疲劳试验；N为正整数；

(6)、叶片抗FOD能力评估：如损伤程度相近的多件模拟叶片在N循环内发生疲劳断裂，则说明叶片在受到该种程度的得到损伤后的叶片对应寿命下的疲劳强度不能满足发动机工作载荷的安全性要求；若在N循环内未发生疲劳断裂，则采用步进法，每一步试验进行N循环，以此时的动载σ_a为初始动载，每一步的动载较上一步增加，直至发生疲劳断裂，得到损伤后试件指定寿命下的疲劳强度。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法，其特征在于：还包括步骤(7)、真实叶片试验验证：对若干真实叶片前缘的测点位置进行外物损伤试验得到冲击损伤；对损伤后的真实叶片进行高周疲劳试验得到其疲劳强度，以验证模拟叶片疲劳强度结果与真实叶片结果的符合性。

3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法，其特征在于：步骤(5)中，N≥3×10⁷。

4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片抗FOD能力的评估方法，其特征在于：步骤(4)中，损伤严重程度指标包括损伤类型、尺寸、应力集中程度。

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