[发明专利]一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法

说明书

本发明公开了一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，首先从叶片承受的高/低周复合载荷中提取出高循环疲劳载荷和低循环疲劳载荷，分别建立一系列高循环疲劳载荷及低循环疲劳载荷下应力比相关的撕裂/裂纹型硬物损伤裂纹不扩展等值曲线，然后通过有限元数值分析方法确定叶盆叶背各点位置上的静态应力和动态应力，最后通过比对静态应力和动态应力在裂纹不扩展等值曲线中的位置确定该等值曲线所对应的裂纹尺寸，即为叶片叶盆叶背该点处的撕裂/裂纹型硬物损伤的可用极限。本发明不仅提出了一种简单、有效的硬物损伤可用极限确定方法，而且针对叶片叶盆叶背撕裂/裂纹型硬物损伤形成了一种规范化的可用极限制定流程。

技术领域

本发明涉及一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，属于航空发动机叶片硬物损伤容限设计与维护领域。

背景技术

金属、碎片、砂砾、石块等硬物伴随着气流进入发动机气流通道与高速旋转的叶片发生碰撞形成的冲击损伤是加重叶片疲劳失效的重要原因之一。尽管人们提出了如飞机跑道外物清扫、地勤人员维修工具检查与控制等外物损伤预防措施，但硬物损伤总是不可避免的。

对于不可避免的硬物损伤问题，虽然发动机设计者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，为用户在使用和维护发动机叶片时提供必要的建议，例如叶片发生硬物损伤后，如何判断硬物损伤叶片是否可用(免修)。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，并通过确定合理的可用极限以达到在保证安全与性能的前提下，减少叶片在发生一定程度的外物损伤后拆卸维修和更换的次数，提高经济性和战备完好性。

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。

撕裂/裂纹型硬物损伤是航空发动机叶片叶盆叶背常遭受的较为严重的损伤，本发明为了给此种硬物损伤提供合理规范的可用极限制定流程，提出了一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，以解决目前针对撕裂/裂纹型硬物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，本发明采用的技术方案为：

一种考虑高、低周疲劳的叶片叶盆叶背裂纹型硬物损伤可用极限确定方法，包括如下步骤：

(1)从叶片的叶盆和叶背各点上承受的高/低周复合疲劳载荷提取可能发生的高循环疲劳载荷及低循环疲劳载荷；

(2)根据叶片材料在不同应力比下的裂纹扩展门槛值数据，建立应力比相关的裂纹扩展门槛值模型；

(3)将叶片的叶盆和叶背中撕裂/裂纹型损伤设定为I型半椭圆表面裂纹，其椭圆裂纹深度半轴长度a为撕裂/裂纹型损伤的最大深度d，椭圆裂纹表面半轴长b为a的1.5倍，建立该半椭圆表面裂纹的应力强度因子计算方法；

(4)分别建立不同应力比条件下高周疲劳载荷、低周疲劳载荷的裂纹不扩展模型，并绘制不同裂纹深度a下裂纹不扩展等值曲线图；

(5)通过有限元数值分析方法获取叶片叶盆叶背各点的静态应力和动态应力；

(6)通过比对静态应力和动态应力在裂纹不扩展等值曲线中的位置确定该等值曲线所对应的裂纹尺寸a，即为叶片叶盆叶背该点处的裂纹/撕裂型硬物损伤的可用极限。