[发明专利]航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法

摘要

本发明公开了一种航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法。通过航空发动机工作状态试车中进行动应力测试、对叶片进行有限元模态计算、提取与动应力测试结果对应模态下的振动应力仿真结果等步骤，能够检测出航空发动机叶片前缘各个部位工作载荷下的应力水平，可以准确得到航空发动机叶片前缘危险部位及服役时可能的损伤尺寸，可以为航空发动机叶片抗外物损伤设计以及外场外物损伤修理原则制定提供数据支撑。

主权项

1.一种航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)、在航空发动机叶片的测点通过测点应变片监测的应变数据，获取叶片工作状态下的实际固有频率f_d，以及共振状态下的测点的真实振动应力σ_t；(2)、使用ANSYS有限元分析软件，按照叶片工作状态下的边界条件及转速，建立叶片的有限元模型，并得到叶片的各阶动频，若计算的某阶动频结果与步骤(1)动应力测试实际测得的固有频率f_d误差<5％，则可以确定该阶模态对应动应力测试得到的实际固有频率及动应力结果；并在ANSYS有限元分析软件后处理中提取叶片在该阶模态下的振动应力计算结果；(3)、叶片前缘动应力计算：在(2)的模态应力结果中提取(1)动应力测试测点的振动应力σ_t0以及前缘部位各节点的振动应力σ_a0，通过公式计算得到前缘部位各节点的真实振动应力σ_a；(4)、按照与公式(2)中模态计算相同的边界条件和转速，使用ANSYS有限元分析软件对叶片的有限元模型进行静应力计算，在ANSYS有限元分析软件后处理中得到叶片在工作状态下的静应力结果，并提取叶片前缘部位各节点的静应力σ_m；(5)、将步骤(4)中的静应力σ_m与步骤(3)中的振动应力σ_a转换为应力比为R＝‑1的等效应力；(6)、对比叶片前缘各个部位节点的等效应力，等效应力最大的节点部位即为该叶片前缘的危险部位。