CN112945495A - 一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法 - Google Patents

一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于航空发动机叶片领域，特别涉及一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法。包括：步骤一、获取叶片振动疲劳试验数据；步骤二、基于概率统计的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围A；步骤三、基于动强度储备的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围B；步骤四、对比A和B，获取批产叶片周期检验疲劳强度基值；步骤五、建立批产叶片疲劳强度检验标准。本申请的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，可以综合考虑叶片材料的疲劳性能、工艺因素、尺寸因素、叶片负荷特点等方面，能够有效反应目前加工工艺条件叶片的疲劳强度水平，同时能有效控制叶片疲劳强度的分散性，保证交付叶片的质量和保持加工工艺稳定性。

Description

一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法
技术领域
本申请属于航空发动机叶片领域，特别涉及一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法。
背景技术
高循环疲劳失效是发动机研制和使用中的“拦路虎”，为很好地解决相关问题，国外已经持续深入的开展研究工作，具体为制定大批量生产叶片的高周疲劳强度统一检验标准和技术要求，在叶片出厂时就要按规定开展振动疲劳试验，以验证交付叶片的加工质量和保持加工工艺稳定性。
现有的国外标准制定方法都是基于国外原材料性能数据优良、加工工艺成熟且稳定性高的前提制定的，但国外的研究方法和标准在国内应用仍存在一定的局限性，国内的叶片材料性能数据较国外仍有较大差距，每个承制厂的设备能力、试验方法都有较大差异，另外发动机的真实振动应力水平和动强度储备与国外也不尽相同，疲劳强度和技术要求的制定更为复杂，尚缺少一个用于指导工程实际的疲劳强度检验方法。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，包括：
步骤一、获取叶片振动疲劳试验数据；
步骤二、基于概率统计的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围A；
步骤三、基于动强度储备的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围B；
步骤四、对比A和B，获取批产叶片周期检验疲劳强度基值；
步骤五、建立批产叶片疲劳强度检验技术标准。
可选地，步骤一中，获取不同材料的叶片振动疲劳试验数据。
可选地，步骤二中，所述基于概率统计的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围A包括：
S201、筛选偏离预期的试验数据；
S202、基于三参数威布尔分布对试验数据进行拟合，得到叶片在置信度，存活率下的P-S-N曲线；
S203、通过P-S-N曲线公式获得疲劳强度基值范围A；
P-S-N曲线公式为：
S＝alg(Nf)+b
其中，Nf为国军标要求的钛合金叶片应该达到的高周疲劳循次，以对数形式表示，S即为基于概率统计的疲劳强度基值A。
可选地，步骤三中，所述基于动强度储备的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围B包括：
根据古德曼图，得到考虑储备系数的静应力与振动应力的关系：
Figure BDA0002935489680000021
对上式进行变换得：
Figure BDA0002935489680000022
其中，σb为强度极限，σ静为静应力，σ实测为实测振动应力，n1、n2为储备系数，σ-1为疲劳极限，σ-1为即基于动强度储备的疲劳强度基值B。
可选地，步骤四中，所述对比A和B，获取批产叶片周期检验疲劳强度基值具体为：基于叶片尺寸效应以及负荷特点，选取A和B中较大的确定为批产叶片周期检验疲劳强度基值。
可选地，步骤五中，所述批产叶片疲劳强度检验技术标准包括：周期检验周期、叶片挑选标准、叶片合格标准以及叶片不达标处理方法。
可选地，所述周期检验周期为：一年检验一次，或每生产叶片50片检验一次。
可选地，所述叶片挑选标准为：在同一炉批随机选取5～10片新叶片。
可选地，所述叶片合格标准为：连续若干片叶片可以在给定的疲劳强度载荷下经过目标循环次而不发生破坏。
可选地，所述叶片不达标处理方法为：若有叶片未通过试验，则重新选取双倍的叶片开展试验，若仍未通过则判定该批叶片不满足交付条件。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，在大量试验数据的基础上，基于概率统计和基于动强度储备的航空发动机叶片高周疲劳强度建立统一的检验标准，可以综合考虑叶片材料的疲劳性能、工艺因素、尺寸因素、叶片负荷特点等方面，能够有效反应目前加工工艺条件叶片的疲劳强度水平，同时能有效控制叶片疲劳强度的分散性，保证交付叶片的质量和保持加工工艺稳定性。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法流程图；
图2是本申请一个实施方式的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法的钛合金叶片疲劳试验数据示意图；
图3是本申请一个实施方式的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法的基于概率统计的半对数P-S-N曲线拟合示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，包括以下步骤：
步骤一、获取叶片振动疲劳试验数据；
步骤二、基于概率统计的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围A；
步骤三、基于动强度储备的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围B；
步骤四、对比A和B，获取批产叶片周期检验疲劳强度基值；
步骤五、建立批产叶片疲劳强度检验标准。
本申请的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，步骤一中，将所有已有的叶片振动疲劳试验数据进行分组统计，建立不同材料的叶片振动疲劳试验数据库。在本申请的一个实施方式中，建立如图2所示的钛合金叶片振动疲劳试验数据库。
本申请的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，步骤二中，基于概率统计的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围A包括：
S201、筛选偏离预期的试验数据，用于剔除因夹持、试验方法、标定等原因产生的无效数据；
S202、考虑到数据的分散性及差异性，基于三参数威布尔分布对试验数据进行拟合，得到叶片在置信度，存活率下的P-S-N曲线，如图3所示；
S203、通过P-S-N曲线公式获得疲劳强度基值范围A；
P-S-N曲线公式为：
S＝alg(Nf)+b
其中，Nf为国军标要求的钛合金叶片应该达到的高周疲劳循次，以对数形式表示，S即为基于概率统计的疲劳强度基值A。
本申请的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，步骤三中，根据叶片静强度计算结果、振动特性结果和整机动应力测试结果，基于动强度储备结果，通过绘制古德曼图，获得能够满足许用振动应力要求的疲劳强度基值范围B，具体包括：
根据古德曼图，得到考虑储备系数的静应力与振动应力的关系：
Figure BDA0002935489680000051
对上式进行变换得：
Figure BDA0002935489680000052
其中，σb为强度极限，σ静为静应力，σ实测为实测振动应力，n1、n2为储备系数，σ-1为疲劳极限，σ-1为即基于动强度储备的疲劳强度基值B。
本申请的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，步骤四中，对比A和B，获取批产叶片周期检验疲劳强度基值具体为：基于叶片尺寸效应以及负荷特点，选取A和B中较大的确定为批产叶片周期检验疲劳强度基值。
最后，步骤五中，建立批产叶片疲劳强度检验标准。在本申请的一个实施方式中，规定周期检验周期、叶片挑选标准、叶片合格标准以及叶片不达标处理方法，确保不同厂家开展试验的有效性和一致性。
其中，检验周期一般为：一个自然年检验一次，若叶片生产数量较多则每50片检验一次；
叶片挑选标准为：在同一炉批随机选取5～10片新叶片，不可人为选取质量较好的叶片；
叶片合格标准为：连续若干片叶片可以在给定的疲劳强度载荷下经过目标循环次而不发生破坏；
叶片不达标处理方法为：若有叶片未通过试验，则重新选取双倍的叶片开展试验，若仍未通过则判定该批叶片不满足交付条件。
本申请的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，在大量试验数据的基础上，基于概率统计和基于动强度储备的航空发动机叶片高周疲劳强度建立统一的检验标准，可以综合考虑叶片材料的疲劳性能、工艺因素、尺寸因素、叶片负荷特点等方面，能够有效反应目前加工工艺条件叶片的疲劳强度水平，同时能有效控制叶片疲劳强度的分散性，保证交付叶片的质量和保持加工工艺稳定性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，包括：
步骤一、获取叶片振动疲劳试验数据；
步骤二、基于概率统计的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围A；
步骤三、基于动强度储备的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围B；
步骤四、对比A和B，获取批产叶片周期检验疲劳强度基值；
步骤五、建立批产叶片疲劳强度检验标准。
2.根据权利要求1所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，步骤一中，获取不同材料的叶片振动疲劳试验数据。
3.根据权利要求1所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，步骤二中，所述基于概率统计的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围A包括：
S201、筛选偏离预期的试验数据；
S202、基于三参数威布尔分布对试验数据进行拟合，得到叶片在置信度，存活率下的P-S-N曲线；
S203、通过P-S-N曲线公式获得疲劳强度基值范围A；
P-S-N曲线公式为：
S＝alg(Nf)+b
其中，Nf为国军标要求的钛合金叶片应该达到的高周疲劳循次，以对数形式表示，S即为基于概率统计的疲劳强度基值A。
4.根据权利要求1所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，步骤三中，所述基于动强度储备的疲劳强度基值计算，获得疲劳强度基值范围B包括：
根据古德曼图，得到考虑储备系数的静应力与振动应力的关系：
Figure FDA0002935489670000011
对上式进行变换得：
Figure FDA0002935489670000021
其中，σb为强度极限，σ静为静应力，σ实测为实测振动应力，n1、n2为储备系数，σ-1为疲劳极限，σ-1为即基于动强度储备的疲劳强度基值B。
5.根据权利要求1所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，步骤四中，所述对比A和B，获取批产叶片周期检验疲劳强度基值具体为：基于叶片尺寸效应以及负荷特点，选取A和B中较大的确定为批产叶片周期检验疲劳强度基值。
6.根据权利要求1所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，步骤五中，所述批产叶片疲劳强度检验标准包括：周期检验周期、叶片挑选标准、叶片合格标准以及叶片不达标处理方法。
7.根据权利要求6所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，所述周期检验周期为：一年检验一次，或每生产叶片50片检验一次。
8.根据权利要求6所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，所述叶片挑选标准为：在同一炉批随机选取5～10片新叶片。
9.根据权利要求6所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，所述叶片合格标准为：连续若干片叶片可以在给定的疲劳强度载荷下经过目标循环次而不发生破坏。
10.根据权利要求6所述的航空发动机批产叶片疲劳强度检验方法，其特征在于，所述叶片不达标处理方法为：若有叶片未通过试验，则重新选取双倍的叶片开展试验，若仍未通过则判定该批叶片不满足交付条件。
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