CN109522592A - 一种航空发动机叶片fod允修极限确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，包括以下步骤：(1)构建光滑叶片模型，并基于该光滑叶片模型构建缺口型损伤叶片维修区域的缺口型硬物损伤模型，得到缺口型硬物损伤叶片模型；(2)工作转速下，对光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型进行前6阶模态分析；(3)确定各阶模态下缺口为最大危险位置时的应力分布梯度，并记录任意相同点的振幅位移；(4)基于临界距离理论，计算光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的疲劳强度；(5)计算疲劳强度的下降程度，绘制其关于缺口深度的关系曲线；(6)取疲劳强度下降程度40％作为可修准则判断该损伤叶片是否可修。该方法合理方便，且较为准确，大大提高了航空发动机叶片的经济性能。

Description

一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法
技术领域
本发明涉及一种航空发动机叶片缺口型FOD允修极限确定的方法，主要用于判断风扇/压气机FOD叶片的可维修性。
背景技术
硬物损伤(简称FOD)会不同程度地影响航空发动机的安全性和战略完备性，为降低由叶片硬物损伤引起的飞行事故，并且保证航空发动机的正常运作，需要设计具有较强抗FOD能力的叶片，建立可用/可修的判断准则。易于维修的发动机，能以较少的维修费用在最短的时间内经过维修使其性能恢复到良好的状态，而准确的发动机叶片可维修的依据以及维修方法则将提高叶片的经济性。因此对风扇/压气机叶片的FOD可修判断准则进行科学系统地探究十分重要。
目前国外对于叶片FOD可维修极限问题技术有所保留，国内现有的航空发动机FOD风扇/压气机叶片维修手册几乎来源于国外发动机公司，对制定FOD叶片的可维修极限没有经验。因此，在维修方面，对风扇/压气机叶片的FOD建立可修的判断准则十分关键，则需要考虑多方面的对FOD叶片的影响因素，而缺口是FOD在宏观损伤方面上的主要表现形式，本发明主要针对航空发动机叶片FOD缺口型损伤叶片提供一种允修极限确定的方法，以判断叶片是否可继续使用。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，用于判断航空发动机叶片遭遇缺口型硬物损伤后叶片是否可修，提高航空发动机叶片的经济性能。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，包括以下步骤：
(1)构建光滑叶片模型，并基于该光滑叶片模型构建缺口型损伤叶片维修区域的缺口型硬物损伤模型，得到缺口型硬物损伤叶片模型；
(2)工作转速下，对光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型进行前6阶模态分析；
(3)确定各阶模态下缺口为最大危险位置时的应力分布梯度，并记录任意相同点的振幅位移；
(4)基于临界距离理论，计算光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的疲劳强度；
(5)计算疲劳强度的下降程度，绘制其关于缺口深度的关系曲线；
(6)取疲劳强度下降程度40％作为可修准则判断该损伤叶片是否可修。
所述步骤(1)中，在缺口模型建立时选取维修缺口区域的底部半径及深度作为特征参数。
所述步骤(1)中，维修缺口区域的底部半径R与深度D之间的关系为R＝(5,7,15,20)D。
所述步骤(2)中，对工作转速下的光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的6阶模态分析，该过程将共振状态作为一个危险状态，先进行稳态分析，再进行模态求解，叶片加载为位移约束及转速。
所述步骤(3)中，确定各阶模态下缺口为最大危险位置时的应力分布梯度，并记录任意相同点的振幅A，在6阶模态分析后，观察其各阶的应力分析，在缺口为最大危险位置时，记录其应力分布梯度，并记录同一点的振幅位移，用于应力分布梯度曲线的一个单位化，并作为疲劳强度的表征参数。
所述步骤(4)和(5)中，基于临界距离理论，计算光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的疲劳强度，并得到疲劳强度下降程度关于缺口深度的关系曲线，以疲劳强度下降程度40％作为维修极限，用以判断维修后叶片是否能够使用；
其中，疲劳强度下降程度的计算公式为：
有益效果：本发明提供一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，具有以下优点：
(1)目前，国外发动机公司对发动机FOD叶片制定可维修极限的准则以及方式都没有详细解释，国内对此也没有经验，本发明主要针对航空发动机叶片缺口型FOD损伤提供了一种航空发动机叶片缺口型FOD允修极限的确定方法。
(2)该方法操作简单，计算流程清晰，可操作性强，只需要计算出疲劳强度的下降程度，绘制出关于缺口深度的关系曲线，便可在所需极限下，直接获得直观的可维修的深度范围。
附图说明
图1是维修缺口区域示意图；
图2是维修后缺口(叶根区域)型FOD叶片模型；
图3是振幅A1下的应力梯度曲线；
图4是叶片顶点T示意图；
图5是单位振幅下的应力梯度曲线；
图6是临界距离法计算示意图；
图7是疲劳强度下降程度关于缺口深度的关系曲线。
具体实施方式
本发明提供一种有效的航空发动机叶片缺口型FOD允修极限确定的方法，该方法将航空发动机叶片共振视为一种危险情况，一般叶片共振频率在1000Hz左右，在模态分析时，选择前6阶进行分析，因为最终叶片振动形态将包含其中，选择其中最危险的情况作为准则设计的情况将十分保险。在使用软件计算分析前，首先需要对维修缺口进行建模，在缺口模型建立时，维修缺口区域与叶身部位的过渡圆弧R2对计算结果影响不大，因此在建模时主要选取维修缺口区域的底部半径R及深度D作为主要特征参数。随后将模型导入对应的软件进行计算，对工作转速下的光滑及缺口型损伤叶片进行6阶模态分析，先进行稳态分析，再进行模态求解，叶片加载为位移约束及转速；确定各阶模态下最大危险位置，在6阶模态分析后，观察其各阶的应力分析，在缺口为最大危险位置时，记录其应力分布梯度最大的路径，绘制应力梯度曲线，并记录同一点(如叶片顶点)的振幅位移A，用于应力分布梯度曲线的单位化，并作为疲劳强度的表征参数。最后基于临界距离理论，计算光滑及缺口型损伤叶片的疲劳强度，并得到疲劳强度下降程度关于缺口深度的关系曲线，以疲劳强度下降程度40％作为维修极限，用以判断维修后叶片是否能够使用。
下面结合具体实施例对本发明做进一步说明。
实施例
本实施例包括以下步骤：
S10：基于已有航空发动机叶片模型，在叶片遭受FOD的区域建立维修后的缺口型硬物损伤叶片模型，维修后缺口的表征参数如图1，由于维修缺口区域与叶身部位的过渡圆弧R2对计算结果影响不大，因此在建模时主要选取维修缺口区域的底部半径R及深度D作为主要特征参数，根据对国内外航空发动机维修手册的调研，缺口型FOD的维修主要以R＝(5,7,15,20)D进行维修，本发明以R＝5D为例，即维修后缺口底部半径R等于5倍的缺口深度D，如下图2是维修后缺口(叶根区域)型FOD叶片模型，即缺口型硬物损伤叶片模型；
S20：将模型导入相应软件进行模态分析，本发明计算前6阶模态，设置转速为工作转速及位移约束后先进性稳态求解，随后进行模态分析。确定各阶模态下最大危险位置，当缺口处为最大危险位置时，确定其应力梯度最大的路径及应力，绘制应力分布曲线，并记录同一点(如叶片顶点T)的振幅位移A，如图4，即图3是顶点T振幅A1下的最大危险位置缺口处的最大应力分布梯度曲线，振幅位移A用于应力分布梯度曲线的单位化，即并作为疲劳强度的表征参数，即曲线经过A1/A1，σ1/A1后单位化得到T点单位振幅下的最大应力分布梯度曲线，如图5，记该曲线函数为f(D)。
S30：基于临界距离理论，计算疲劳强度，本发明采用的是临界距离点法，即把距离缺口根部一定距离上的一点的平均应力作为有效应力来进行计算。图6为临界距离法计算示意图，σsmooth为材料的疲劳强度，σ-1表示应力比R＝-1时材料的疲劳极限强度，σ-1＝500MPa，α，β为Jasper修正系数，对TC4钛合金而言，当R≥0时α＝0.287，β＝1，当R<0时α＝β＝0.287，一般在叶根及叶中区域取R≥0，叶尖区域取R<0。
D0为临界距离，本发明取D0＝0.03337R+0.01289，其中R为缺口底部半径。由图可见，同一路径下的不同应力幅值对应的应力分布曲线均可用对应叶片顶点T的位移与单位化后的函数f(D)表示，因此，
A0即为基于临界距离法所得的疲劳强度的表征参数。
S40：光滑叶片基于临界距离理论的疲劳强度计算过程如S10-S30，在步骤S20中，缺口型硬物损伤叶片模型取缺口处为最大危险位置时应力梯度最大的路径，而光滑叶片模型则直接取最大危险位置时应力梯度最大的路径进行后续计算。如步骤S20中所述，叶片顶点T的振幅位移A作为疲劳强度的表征参数，所以疲劳强度的下降程度表示为：
其中，A缺口为缺口型硬物损伤叶片模型的振幅位移，A光滑为光滑叶片模型的振幅位移。
计算后将所得数据绘制成关于维修缺口深度的关系曲线，如图7，建议取疲劳程度下降40％作为维修准则，此时曲线对应的维修缺口深度则为维修极限，缺口深度小于该维修极限即为可修区域，判断该缺口型损伤叶片可修，并按照R＝5D进行磨修。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)构建光滑叶片模型，并基于该光滑叶片模型构建缺口型损伤叶片维修区域的缺口型硬物损伤模型，得到缺口型硬物损伤叶片模型；
(2)工作转速下，对光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型进行前6阶模态分析；
(3)确定各阶模态下缺口为最大危险位置时的应力分布梯度，并记录任意相同点的振幅位移；
(4)基于临界距离理论，计算光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的疲劳强度；
(5)计算疲劳强度的下降程度，绘制其关于缺口深度的关系曲线；
(6)取疲劳强度下降程度40％作为可修准则判断该损伤叶片是否可修。
2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤(1)中，在缺口模型建立时选取维修缺口区域的底部半径及深度作为特征参数。
3.根据权利要求2所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤(1)中，维修缺口区域的底部半径R与深度D之间的关系为R＝(5,7,15,20)D。
4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤(2)中，对工作转速下的光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的6阶模态分析，该过程将共振状态作为一个危险状态，先进行稳态分析，再进行模态求解，叶片加载为位移约束及转速。
5.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤(3)中，确定各阶模态下缺口为最大危险位置时的应力分布梯度，并记录任意相同点的振幅A，在6阶模态分析后，观察其各阶的应力分析，在缺口为最大危险位置时，记录其应力分布梯度，并记录同一点的振幅位移，用于应力分布梯度曲线的一个单位化，并作为疲劳强度的表征参数。
6.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤(4)和(5)中，基于临界距离理论，计算光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的疲劳强度，并得到疲劳强度下降程度关于缺口深度的关系曲线，以疲劳强度下降程度40％作为维修极限，用以判断维修后叶片是否能够使用；
其中，疲劳强度下降程度的计算公式为：
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