CN115169152A - 一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供了一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，包括：获取所述复合材料静子叶片的设计输入；根据设计输入确定所述复合材料静子叶片在实际工作状态下的应力应变分析结果，根据所述应力应变分析结果确定所述复合材料静子叶片的考核部位及加载方案；所述考核部位选取叶片应力应变分析结果中应力或应变最大位置、安全裕度最低位置和应力突变位置中至少一个，所述加载方案包括加载方式、约束方式及试验载荷；根据加载方案对所述复合材料静子叶片进行静强度试验，判定所述复合材料静子叶片的考核部分是否满足要求。该方法能够更有效、更直接的反映静子叶片的承载能力和设计裕度，进而确定静子叶片是否满足发动机设计要求。

Description

一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法。
背景技术
树脂基复合材料具有密度低、比强度/刚度高、可设计性强等特点，使得树脂基复合材料叶片在航空发动机中能有效降低发动机重量，提高发动机推重比，因此，树脂基复合材料静子叶片在航空发动机上应用程度越来越高。但新型材料体系和新型结构的复合材料叶片在发动机上应用前，需要开展多种不同类型的考核验证，其中，对复合材料叶片的结构进行静强度试验考核是确定复合材料叶片承载能力和工作状态裕度的重要环节，直接决定了该叶片结构能否满足在发动机上应用的要求。
传统的金属叶片仅通过应力分析确定金属叶片是否满足承载能力设计要求，几乎不开展静强度考核试验。但由于复合材料静子叶片内部结构状态较为复杂，材料力学性能各向异性，不同的结构方案和厚度变化都会对叶片结构局部的力学性能和承载能力产生影响，而且复合材料叶片结构的应力/应变分析误差往往高于金属结构。因此对于复合材料叶片结构，很难通过仿真分析的方法直接判断结构的承载能力和设计裕度。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，所述考核方法包括：
获取所述复合材料静子叶片的设计输入；
根据设计输入确定所述复合材料静子叶片在实际工作状态下的应力应变分析结果，根据所述应力应变分析结果确定所述复合材料静子叶片的考核部位及加载方案；
所述考核部位选取叶片应力应变分析结果中应力或应变最大位置、安全裕度最低位置和应力突变位置中至少一个，所述加载方案包括加载方式、约束方式及试验载荷；
根据加载方案对所述复合材料静子叶片进行静强度试验，判定所述复合材料静子叶片的考核部分是否满足要求。
进一步的，所述加载方式为：
采用气囊均布加载和/或施加集中载荷来模拟所述复合材料静子叶片所受均布和/或集中载荷。
进一步的，所述约束方式为：
对于所述复合材料静子叶片的外缘板，通过在外缘板边界施加固定加进行固支夹持，从而限制所述外缘板的平动和转动自由度；
对于所述复合材料静子叶片的内环，当所述内环为嵌入机匣内侧凹槽的方式时，通过采用预制与机匣内侧凹槽相同的工装结构来模拟实际的约束方案；当所述内环为与活动内环连接的方式时，通过采用内环悬臂状态约束所述内环的转动自由度。
进一步的，在确定所述试验载荷时，先通过通过理论力学或结构力学分析、或有限元仿真分析方法，确定需要施加的等效载荷，所述等效载荷包括等效均布载荷和等效集中载荷；
施加的等效均布载荷和/或等效集中载荷使试验状态下所述复合材料静子叶片的考核部位的应力应变状态与实际工作状态一致。
进一步的，所述试验载荷与等效载荷的关系满足：
Pe＝A·Pd
其中，Pe为最终试验载荷，A为环境补偿因子，Pd为等效载荷。
进一步的，所述考核方法还包括：
根据复合材料静子叶片的设计要求、设计准则和实际需求，在试验过程控制载荷加载速率，进行试验监测、数据采集与影像记录，确保试验过程实施不会对静子叶片承载产生影响。
进一步的，判断所述复核材料静子叶片满足要求的判定标准为：
对于中、小涵道比发动机，所述复合材料静子叶片实际测得的承载能力与实际设计载荷相比，储备不低于4.0；
对于大涵道比发动机，所述复合材料静子叶片实际测得的承载能力与实际设计载荷相比，储备不低于3.0。
相比传统金属叶片通过应力/应变分析和设计准则即可判定静子叶片是否满足设计要求的方法，本申请针对复合材料静子叶片实际结构和材料特点提出的承载能力验证方法，以便能更有效、更直接的反映静子叶片的承载能力和设计裕度，进而确定该静子叶片结构方案是否满足发动机设计要求。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的复合材料静子叶片承载能力试验考核方法流程图。
图2为本申请一实施例的试验状态加载方式示意图。
图3为本申请一实施例的三种典型的静子叶片连接方式示意图。
图4为本申请一实施例的载荷等效中的应力/应变状态和分布图。
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。
本申请针对复合材料静子叶片是否满足承载能力设计要求的判定和考核方法，提出了航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，以及将叶片所受非均布气动载荷等效转化为试验可施加载荷的具体方法，给出了不同类型发动机复合材料静子叶片的设计裕度要求，可有效解决复合材料静子叶片实际承载能力的判定和考核问题。
如图1所示的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法流程图，本申请提供的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法包括如下步骤：
1)确定设计输入
设计输入包括静子叶片设计要求、静子叶片工作环境或载荷、叶片结构及连接方式、叶片成型工艺或材料性能等数据。
2)试验方案设计
根据叶片设计输入和叶片实际工作状态下应力或应变分析结果，确定叶片的考核部位、加载方案、约束方式和试验过程控制要求等。
发动机静子叶片实际工作状态主要承受非均布的气动压力载荷，试验条件下无法模拟加载，需将气动压力载荷转化为试验可加载的状态。
如图2所示为本申请一实施例中的试验状态加载方案示意图，静子叶片通过上部的固定约束和下部的内环凹槽搭接完成安装，通过作动筒等载荷施加装置施加作用力于力的作用点，实现试验状态的加载。
需要说明的是，上述加载方式为集中载荷加载，但在另一些实施例中，还可以采用气囊实现均布加载。
3)确定考核部位
根据叶片应力/应变分析结果确定考核部位，该考核部位选取应力或应变最大位置、安全裕度最低位置或其他应力突变位置(例如静子叶片与上下缘板的转接位置)，考核位置不唯一，可选择上述位置中的一种或多种。
4)确定加载方案
本申请中采用气囊均布加载或施加集中载荷的方法来模拟叶片所受均布或集中载荷，加载时确保加载载荷能模拟考核部位的受力方式和应力状态。
加载方案需要结合静子叶片的连接方式和考核部位、考核目的综合确定，并考虑约束方式影响。
4.1)确定约束方式
试验状态的约束方式应尽量模拟静子叶片在发动机上的实际连接固定状态，在对试验状态无法完全模拟时，经应力/应变分析后，调整约束方案，使试验模拟考核部位的受力方式和应力状态与静子叶片的实际状态相同或接近。
航空发动机静子叶片的约束方式一般为外环或外缘板与机匣连接固定，内环嵌入机匣内侧的凹槽内限制平动自由度或通过与活动内环连接的方式限制转动自由度。
如图3所示为三种典型的静子叶片与机匣固定方式示意图，其中，在图a为静子叶片上缘板通过与机匣焊接实现固定安装的约束形式，图b为静子叶片上缘板通过T型槽搭接在机匣内、内环整环搭接在机匣内侧实现安装的约束形式，图c为静子叶片上段通过螺栓与机匣连接、内侧嵌入凹槽实现安装的约束形式。
对于静子叶片外缘板，一般采用直接固定的方式，本申请中可通过在外缘板边界直接施加固定加夹持的方式实现，从而限制外缘板的平动和转动自由度。
对于静子叶片内环嵌入机匣内侧凹槽的方式，本申请中可采用预制与机匣内侧凹槽相同的工装结构来模拟实际的约束方案；对于静子叶片内环与活动内环连接的方式，本申请中可采用静子叶片内环悬臂状态或设计工装约束内环的转动自由度的试验方案。
4.2)气动载荷等效
发动机静子叶片实际工作状态主要承受非均布的气动压力载荷，试验状态下需要将气动压力载荷转化为均布压力载荷或集中载荷施加，或采用两种方案分别施加的方案。
本申请中将发动机静子叶片实际的气动压力载荷进行等效的方法为：
通过理论力学或结构力学分析、或有限元仿真分析方法，确定需要施加的等效均布载荷和集中载荷，该施加的等效均布载荷和集中载荷使试验状态下静子叶片考核部位的应力/应变状态与实际工作状态一致。需要注意的是，等效过程还需考虑试验状态约束方式对施加载荷的影响。
如图4所示即为本申请一实施例中采用有限元分析方法验证的应力/应变状态和分布情况。
5)试验载荷确定
根据载荷等效后确定的等效载荷，考虑环境补偿因子，确定最终试验载荷：Pe＝A·Pd
其中，Pe为最终试验载荷，A为环境补偿因子，Pd为等效载荷。
6)试验过程控制
根据静子叶片设计要求、设计准则和实际需求，在试验过程控制载荷加载速率，进行试验监测、数据采集与影像记录，确保试验过程实施不会对静子叶片承载产生影响。
例如，加载速率过高会对静子叶片产生冲击载荷，影响试验考核效果；根据实际试验能力确定测试测量要求、获取相关试验数据，通过相关试验数据辅助判定静子叶片承载能力和失效模式。
7)正式试验
根据上述过程确定的最终试验载荷和要求开展并完成复合材料静子叶片的静强度试验。
8)试验结果
根据实际的复合材料静子叶片静强度试验情况和试验件承载能力、失效模式和测试测量数据、影像数据，编制试验报告。
9)试验结果判定
根据试验结果，综合考虑复合材料静子叶片的设计要求、设计准则和实际工程需求，判定静子叶片是否满足设计要求。
本申请优选实施例中，判断叶片是否满足要求的判定标准为：
中、小涵道比发动机静子叶片实际测得的承载能力与实际设计载荷相比，储备不低于4.0；大涵道比发动机储备不低于3.0。
相比传统金属叶片通过应力/应变分析和设计准则即可判定静子叶片是否满足设计要求的方法，本申请针对复合材料静子叶片实际结构和材料特点提出的承载能力验证方法，以便能更有效、更直接的反映静子叶片的承载能力和设计裕度，进而确定该静子叶片结构方案是否满足发动机设计要求。
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 (7)

1.一种航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，其特征在于，所述考核方法包括：
获取所述复合材料静子叶片的设计输入；
根据设计输入确定所述复合材料静子叶片在实际工作状态下的应力应变分析结果，根据所述应力应变分析结果确定所述复合材料静子叶片的考核部位及加载方案；
所述考核部位选取叶片应力应变分析结果中应力或应变最大位置、安全裕度最低位置和应力突变位置中至少一个，所述加载方案包括加载方式、约束方式及试验载荷；
根据加载方案对所述复合材料静子叶片进行静强度试验，判定所述复合材料静子叶片的考核部分是否满足要求。
2.如权利要求1所述的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，其特征在于，所述加载方式为：
采用气囊均布加载和/或施加集中载荷来模拟所述复合材料静子叶片所受均布和/或集中载荷。
3.如权利要求1所述的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，其特征在于，所述约束方式为：
对于所述复合材料静子叶片的外缘板，通过在外缘板边界施加固定加进行固支夹持，从而限制所述外缘板的平动和转动自由度；
对于所述复合材料静子叶片的内环，当所述内环为嵌入机匣内侧凹槽的方式时，通过采用预制与机匣内侧凹槽相同的工装结构来模拟实际的约束方案；当所述内环为与活动内环连接的方式时，通过采用内环悬臂状态约束所述内环的转动自由度。
4.如权利要求1所述的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，其特征在于，在确定所述试验载荷时，先通过通过理论力学或结构力学分析、或有限元仿真分析方法，确定需要施加的等效载荷，所述等效载荷包括等效均布载荷和等效集中载荷；
施加的等效均布载荷和/或等效集中载荷使试验状态下所述复合材料静子叶片的考核部位的应力应变状态与实际工作状态一致。
5.如权利要求4所述的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，其特征在于，所述试验载荷与等效载荷的关系满足：
Pe＝A·Pd
其中，Pe为最终试验载荷，A为环境补偿因子，Pd为等效载荷。
6.如权利要求1所述的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，其特征在于，所述考核方法还包括：
根据复合材料静子叶片的设计要求、设计准则和实际需求，在试验过程控制载荷加载速率，进行试验监测、数据采集与影像记录，确保试验过程实施不会对静子叶片承载产生影响。
7.如权利要求1所述的航空发动机复合材料静子叶片承载能力试验考核方法，其特征在于，判断所述复核材料静子叶片满足要求的判定标准为：
对于中、小涵道比发动机，所述复合材料静子叶片实际测得的承载能力与实际设计载荷相比，储备不低于4.0；
对于大涵道比发动机，所述复合材料静子叶片实际测得的承载能力与实际设计载荷相比，储备不低于3.0。
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