[发明专利]一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法

说明书

本发明公开了一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，包括如下步骤：对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑型损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围；建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，得到该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步，获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得所有位置的凹坑型损伤免修极限。本发明针对航空发动机风扇/压气机叶片叶盆/叶背凹坑型损伤形成了规范化的免修极限制定流程。

技术领域

本发明涉及一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，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

硬物冲击损伤是由于飞机在起飞、着陆或低空飞行中航空发动机难免会吸入金属、碎片、砂砾、石块等硬物冲击高速旋转的叶片形成的。硬物冲击损伤会加速叶片在离心力和振动载荷作用下过早地萌生高周疲劳裂纹从而导致叶片断裂事故，对发动机工作可靠性具有严重的影响。

为了满足航空发动机持续性适航要求，发动机原始设备制造商必须为用户制定合理的维修手册以指导工程人员按照规范的手段维护发动机叶片。其中，用于判断硬物损伤叶片是否可用或免修的“可用极限”是制定维修手册的重要内容之一。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。制定可用极限的目的在于一定程度上减少发动机叶片遭受硬物冲击损伤后拆卸、修理或更换的次数，提高发动机经济性和准备完好性。

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。

凹坑型损伤是硬物冲击叶片压力面(叶盆)或吸力面(叶背)较厚部位而形成的损伤，此类损伤是发动机风扇/压气机叶片最常见的硬物冲击损伤类型之一，甚至也会出现在涡轮叶片上，例如由于发动机内部脱落物随高速气流进入下游冲击涡轮叶片形成凹坑损伤。本发明为解决凹坑型硬物冲击损伤合理规范的可用极限制定问题，从考虑目前航空发动机叶片最常见的高周疲劳失效角度，提出了一种凹坑型硬物冲击损伤可用极限确定方法。

发明内容

本发明的目的在于站在目前航空发动机叶片最常见的高周疲劳失效角度，提供一种凹坑型硬物冲击损伤可用极限确定方法，以解决目前针对凹坑型硬物冲击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：

一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，包括如下步骤：

第一步，结合航空发动机转速谱、温度谱和坎贝尔图对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；

第二步，通过外场调研、模拟试验和应力集中程度分析确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；

第三步，在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑型损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围ΔK；

第四步，建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，判断前六阶模态振动载荷下危险形状的凹坑型损伤不发生裂纹扩展时的凹坑深度，即为该阶模态振动载荷下的许用凹坑深度，得到该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；

第五步，指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步，获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得叶片叶盆或叶背所有位置的凹坑型损伤免修极限。