CN110134990B - 航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法 - Google Patents

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Abstract

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。

Description

航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法
技术领域
本发明涉及航空发动机叶片检测领域。
背景技术
航空发动机在近地面服役过程中，会不可避免地吸入石子、金属碎片等硬物。这些外来硬物会以100m/s～350m/s的相对速度撞击航空发动机风扇或压气机叶片前缘，造成严重的冲击损伤。这种外来硬物的冲击损伤被称作“外物损伤”(简称FOD，Foreign ObjectDamage)。
受损伤的叶片疲劳强度会大大降低，在发动机服役过程中，会发生不可预估的疲劳断裂，造成严重的飞行事故。在现阶段的航空发动机叶片设计中，对外物损伤的损伤容限设计已经成为了不可缺少的一部分。航空发动机叶片的工作载荷是叶片高速旋转带来的离心力载荷产生的稳态应力以及叶片在旋转状态下的振动产生的振动应力的耦合作用。可定义叶片前缘的危险部位要求为前缘的高振动应力和高稳态应力的部位。由于叶片前缘在工作载荷下的应力分布不均匀，会使得前缘各部位的应力水平有很大的差异，当外物损伤发生在前缘的危险部位时，叶片极易发生疲劳破坏，需要针对该部位进行模拟外物损伤及高周疲劳试验来考核叶片的抗外物损伤性能。在制定外物损伤叶片的修理原则时，也需要对叶片前缘不同应力水平的部位进行划分，以制定出不同部位需要修理的损伤尺寸，对于前缘危险部位出现的损伤，应严格控制损伤的维修尺寸，较严重的损伤则应予以报废处理。可见无论是在叶片的设计阶段还是外场服役的维修阶段，都需要分析叶片前缘的应力水平，确定叶片前缘的危险部位。然而在现阶段仍缺少一种严格的航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法。
发明内容
发明目的：本发明的目的在于提供一种可以准确检测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的检测方法。
技术方案：本发明可采用以下技术方案：
一种航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法，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fd，以及共振状态下的测点的真实振动应力σt；
(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fd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σt0以及前缘部位各节点的振动应力σa0，通过公式
Figure BDA0002016223280000021
计算得到前缘部位各节点的真实振动应力σa；
(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σm；
(5)、将步骤(4)中的静应力σm与步骤(3)中的振动应力σa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。
进一步的，步骤(2)中，使用ANSYS有限元分析软件对航空发动机叶片进行模态计算。
进一步的，步骤(5)中，利用Goodman直线公式将前缘部位应力转换为应力比R＝-1时的等效应力σ-1，即
Figure BDA0002016223280000022
进一步的，步骤(6)中，使用LS-DYNA动力学仿真软件，对前缘危险部位以该位置对应线速度作为冲击速度，根据外场统计的外物尺寸，进行有限元数值仿真，模拟外物损伤过程，得到危险部位硬物冲击后的损伤尺寸。
进一步的，步骤(6)中，如该部位在模拟外物损伤后在发动机服役对应的载荷下进行规定循环的疲劳试验，仍未发生疲劳破坏，则说明该叶片的设计满足该型发动机抗外物损伤性能的需求。
有益效果：与现有技术相比，本发明能够检测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。
附图说明
图1是本发明检测方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。
结合图1所示，本发明提供了一种航空发动机叶片前缘危险部位的判定方法，具体实现步骤如下：
(1)叶片动应力测试：航空发动机叶片的动应力测试在发动机试车台进行，航空发动机按照工作转速试车过程中，通过测点应变片监测的应变数据，并对所采集的动态应变信号进行分析处理，得到叶片工作状态下的实际固有频率fd，以及共振状态下的测点的真实振动应力σt[1]；该步骤中通过测点应变片监测应变数据的方法可参考公开号为103954384A的中国发明专利申请具体实施方式部分。
(2)叶片有限元模态计算：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，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fd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σt0以及前缘部位各节点的振动应力σa0，通过公式1计算得到前缘部位各节点的真实振动应力σa。
Figure BDA0002016223280000031
(4)叶片前缘静应力计算：按照与(2)中模态计算相同的边界条件和转速，对叶片的有限元模型进行静应力计算，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σm。
(5)计算应力比为R下的等效应力：为了比较前缘部位各节点的应力水平，综合考虑静应力与振动应力的影响，需要将步骤(4)中的静应力σm与步骤(3)中的振动应力σa转换为应力比为R的等效应力。由于实验室中在对叶片前缘危险部位进行高周疲劳试验时一般采用振动台来对其施加恒幅对称循环的疲劳载荷，可利用Goodman直线公式(2)将前缘部位应力转换为应力比R＝-1时的等效应力σ-1。
Figure BDA0002016223280000032
(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，如该部位被发动机吸入的外来硬物打伤，则在服役过程中极易出现疲劳破坏。故在对叶片进行抗外物损伤性能的考核试验时，该部位则应被作为考核对象。由于叶片前缘不同位置的特征尺寸(如前缘半径)不同，且不同位置的叶高的差别会导致外物冲击前缘时的速度不同。使用LS-DYNA等动力学仿真软件，对前缘危险部位以该位置对应线速度作为冲击速度，根据外场统计的外物尺寸，进行有限元数值仿真，模拟外物损伤过程，得到危险部位硬物冲击后的损伤尺寸。如该部位在模拟外物损伤后在发动机服役对应的载荷下进行规定循环的疲劳试验，仍未发生疲劳破坏，则说明该叶片的设计满足该型发动机抗外物损伤性能的需求。在制定外物损伤叶片的维修原则时，应严格控制危险部位损伤的维修尺寸，较严重的损伤则应予以报废处理。
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作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

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fd，以及共振状态下的测点的真实振动应力σt；
(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fd误差<5％，则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)振动应力测试测点的振动应力σt0以及前缘部位各节点的振动应力σa0，通过公式
Figure FDA0002541337700000011
计算得到前缘部位各节点的真实振动应力σa；
(4)、按照与步骤(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σm；
(5)、将步骤(4)中的静应力σm与步骤(3)中的振动应力σa转换为应力比为R＝-1的等效应力；利用Goodman直线公式将前缘部位应力转换为应力比R＝-1时的等效应力σ-1，即
Figure FDA0002541337700000012
(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。
2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法，其特征在于：步骤(2)中，使用ANSYS有限元分析软件对航空发动机叶片进行模态计算。
3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法，其特征在于：步骤(6)中，使用LS-DYNA动力学仿真软件，对前缘危险部位以该部位对应线速度作为冲击速度，根据外场统计的外物尺寸，进行有限元数值仿真，模拟外物损伤过程，得到危险部位硬物冲击后的损伤尺寸。
4.根据权利要求3所述的航空发动机叶片前缘危险部位的检测方法，其特征在于：步骤(6)中，如该部位在模拟外物损伤后在发动机服役对应的载荷下进行规定循环的疲劳试验，仍未发生疲劳破坏，则说明该叶片的设计满足发动机抗外物损伤性能的需求。
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