CN115238504A - 基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法 - Google Patents

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CN115238504A CN202210891488.6A CN202210891488A CN115238504A CN 115238504 A CN115238504 A CN 115238504A CN 202210891488 A CN202210891488 A CN 202210891488A CN 115238504 A CN115238504 A CN 115238504A
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韩方军
曹航
陈育志
李莹
王�华
张耀光
李晓冲
肇启文
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Abstract

本申请提供了基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，包括：确定鸟撞关键参数，根据发动机吞鸟要求规范、发动机工作状态、叶片结构、飞机飞行速度，确定鸟撞关键参数范围；获得不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况；确定叶片前缘损伤参数；确定表征叶片最大损伤分别为掉块、撕裂和凹陷的损伤评价参数计算方法，根据叶片前缘损伤参数获得不同鸟撞关键参数组合下的叶片最大损伤程度及对应的损伤评价参数；将最大损伤程度及对应的损伤评价参数进行对比，按照掉块比撕裂损伤严重、撕裂比凹陷损伤严重确定损伤最严重状态下的鸟撞关键参数组合，最大损伤评价参数对应的鸟撞关键参数组合即为航空发动机叶片抗鸟撞关键参数。

Description

基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法。
背景技术
航空发动机鸟撞一直是严重危害飞机飞行安全的重大事故，航空发动机鸟撞后，飞鸟会首先撞击到发动机进口的风扇转子叶片，导致叶片产生凹陷、变形、撕裂裂纹、掉块甚至断裂，并造成一系列的二次损伤，从而引起叶片气动性能下降，发动机推力降低，还可能会打伤发动机，引起发动机熄火，甚至断裂叶片击穿机匣而飞出，直接危害乘客安全，发生机毁人亡的事故。
为保证航空发动机的使用安全性和经济性，叶片的抗鸟撞能力成为发动机叶片设计过程中的重要内容，同时在发动机设计过程中需要开展风扇转子叶片抗鸟撞击能力设计与评估，以保证发动机能够叶片满足抗鸟撞能力要求。
在航空发动机叶片抗鸟撞击能力设计与评估中，需要确定叶片抗鸟撞击能力设计与评估的关键参数，包括鸟质量、鸟速度、叶片转速和叶片撞击位置半径。
现有技术中，可用于确定叶片抗鸟撞击关键参数的方法包括一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法(CN 106649937 A)和航空发动机风扇转子叶片鸟撞击评估状态及参数确定方法(201910735493.6)。
对于一种航空发动机风扇吸鸟适航符合性分析方法(CN 106649937 A)中，其定义关键吸鸟参数CIP组合(包括鸟速度、叶片转速和叶片撞击位置半径)，定义关键撞击参数叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT，定义综合关键撞击参数SCIP组合，SCIP组合为每种CIP参数下，所有受影响叶片的关键撞击参数的和，根据式1进行计算：
Figure BDA0003767714200000021
然后利用仿真方法计算每种CIP参数下的SCIP，其中SCIP值最大时对应的CIP状态即为抗鸟撞关键参数。
然而在该方法中，鸟撞关键参数中未考虑鸟质量，鸟撞关键参数不全面；同时确定过程中定义的关键撞击参数(叶片前缘应力SL、根部应力SR、撞击点位移DI和叶尖相对位移DT)主要为叶片整体损伤参数，未考虑实际撞击过程中前缘局部损伤，依据这些关键撞击参数确定的鸟撞关键参数不全面，不能反映实际鸟撞损伤中局部损伤情况。
对于航空发动机风扇转子叶片鸟撞击评估状态及参数确定方法(201910735493.6)中，其利用理论公式计算不同鸟速、叶片转速、叶片撞击位置下撞击方式和撞击能量，选取撞击能力最大的状态及对应参数为抗鸟撞关键参数。
对于该方法，其主要基于理论公式计算撞击能量，不能考虑被撞击部位结构本身的抗变形能力，未能直接从损伤情况确定鸟撞关键参数。
发明内容
本申请的目的是提供了一种基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，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：基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，所述方法包括：
S1、确定鸟撞关键参数，所述鸟撞关键参数包括鸟质量m、鸟速度V、风扇叶片转速W和鸟撞击叶片位置半径R，根据发动机吞鸟要求规范、发动机工作状态、叶片结构、飞机飞行速度，确定鸟撞关键参数范围；
S2、获得不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况；
S3、确定叶片前缘损伤参数，所述叶片前缘损伤参数包括叶片最大损伤程度、局部凹陷周向深度h、撕裂裂纹长度l、掉块长度s、掉块高度f、掉块半径r；
S4、确定表征叶片最大损伤分别为掉块、撕裂和凹陷的损伤评价参数计算方法，根据所述叶片前缘损伤参数获得不同鸟撞关键参数组合下的叶片最大损伤程度及对应的损伤评价参数；
S5、将步骤S4中获得的最大损伤程度及对应的损伤评价参数进行对比，按照掉块比撕裂损伤严重、撕裂比凹陷损伤严重确定损伤最严重状态下的鸟撞关键参数组合，最大损伤评价参数对应的鸟撞关键参数组合即为航空发动机叶片抗鸟撞关键参数。
进一步的，不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况通过动力学仿真或者试验获得。
进一步的，所述叶片最大损伤程度为鸟直接撞击到叶片后造成的叶片最大损伤类型，包括凹陷、撕裂和掉块；
局部凹陷周向深度h为前缘出现凹陷后，凹陷沿叶型方向的长度；
撕裂裂纹长度l为前缘出现撕裂裂纹后，裂纹沿叶型方向的长度；
掉块长度s为叶片前缘出现掉块后，掉块沿叶型方向的长度；
掉块高度f为叶片前缘出现掉块后，掉块沿前缘径向方向的长度，其中，掉块半径r＝(r上+r下)/2，r上为掉块前缘最大半径，r下为掉块前缘最小半径。
进一步的，对于掉块情况的损伤评价参数Φ计算方法为：
Figure BDA0003767714200000031
式中，m为叶片掉块数量，si为每个叶片掉块的掉块长度，fi为掉块高度，ri为掉块半径，i为在1～m范围内的整数，m为大于1的整数。
进一步的，对于撕裂情况的损伤评价参数Φ计算方法为：
Φ＝max(hlj)
式中，g为叶片出现撕裂裂纹数量，hlj为每个叶片相对撕裂裂纹长度，j为在1～g范围内的整数，g为大于1的整数。
进一步的，相对撕裂裂纹长度hl＝l/S弦，S弦为凹陷最大位置半径R凹陷处叶片的弦长。
进一步的，对于凹陷情况的损伤评价参数Φ计算方法为：
Figure BDA0003767714200000041
式中，n为叶片出现撕裂裂纹数量，hhx为每个叶片相对局部凹陷周向深度，x为在1～n范围内的整数，n为大于1的整数。
进一步的，局部凹陷周向深度hh＝h/S间隙，S间隙为凹陷最大位置半径R凹陷处相临叶片前缘周向间隙，S间隙＝2*π*R凹陷/k，k为整圈叶片的数量。
本申请提供的航空发动机吞鸟关紧参数确定方法包括了鸟质量，参数更全面，且该方法主要依据鸟撞后叶片的前缘实际局部损伤情况，并且能够同时考虑鸟撞引起的强度问题和气动性能问题，确定依据更全面和合理。
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为本申请的航空发动机叶片抗鸟撞关键参数确定方法流程图。
图2为本申请一实施例中的局部凹陷周向深度h示意图。
图3为本申请一实施例中的撕裂裂纹长度l示意图。
图4为本申请一实施例中的缘掉块损伤参数示意图。
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。
如图1所示，本申请提供的基于叶片局部损伤的航空发动机叶片抗鸟撞关键参数确定方法包括如下过程：
S1、确定鸟撞关键参数及参数范围。
本申请中定义鸟撞关键参数包括鸟质量m、鸟速度V、风扇叶片转速W和鸟撞击叶片位置半径R。根据发动机吞鸟要求规范、发动机工作状态、叶片结构、飞机飞行速度，确定鸟撞关键参数范围。
S2、鸟撞关键参数范围内叶片鸟撞损伤分析。
利用动力学仿真或者试验，获得不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况。
S3、确定叶片前缘损伤参数及提取该参数。
本申请中定义叶片前缘损伤参数包括叶片最大损伤程度、局部凹陷周向深度h、撕裂裂纹长度l、掉块长度s、掉块高度f、掉块半径r。
其中叶片最大损伤程度为鸟直接撞击到叶片后造成的叶片最大损伤类型，包括凹陷、撕裂和掉块；
局部凹陷周向深度h为前缘出现凹陷后，凹陷沿叶型方向的长度或深度，定义见图2；
撕裂裂纹长度l为前缘出现撕裂裂纹后，裂纹沿叶型方向的长度或深度，见图3；
掉块长度s为叶片前缘出现掉块后，掉块沿叶型方向的长度或深度；
掉块高度f为叶片前缘出现掉块后，掉块沿前缘径向方向的长度，掉块长度s、掉块高度f、掉块半径r见图4，其中，掉块半径r＝(r上+r下)/2，r上为掉块前缘最大半径，r下为掉块前缘最小半径。
S4、确定叶片损伤评价参数及计算。
对叶片前缘损伤参数进行无量纲化，确定相对前缘损伤参数包括相对局部凹陷周向深度hh，相对撕裂裂纹长度hl。
局部凹陷周向深度hh＝h/S间隙，S间隙为凹陷最大位置半径R凹陷处相临叶片前缘周向间隙，S间隙＝2*π*R凹陷/k，k为整圈叶片的数量；
相对撕裂裂纹长度hl＝l/S弦，S弦为凹陷最大位置半径R凹陷处叶片的弦长。
损伤评价参数Φ表征如下：对叶片最大损伤进行判断，分为三类，分别为掉块、撕裂和凹陷三种情况。
对于第一种掉块情况，假设有m个叶片掉块，每个叶片掉块的掉块长度si、掉块高度fi、掉块半径ri，i为在1～m范围内的整数，m为大于1的整数，损伤评价参数Φ为：
Figure BDA0003767714200000061
对于第二种撕裂情况，假设有g个叶片出现撕裂裂纹，每个叶片相对撕裂裂纹长度hlj，j为在1～g范围内的整数，g为大于1的整数，损伤评价参数Φ为：Φ＝max(hlj)；式(3)
对于第三种凹陷情况，假设有n个叶片出现撕裂裂纹，每个叶片相对局部凹陷周向深度hhx，x为在1～n范围内的整数，n为大于1的整数，损伤评价参数Φ为：
Figure BDA0003767714200000062
利用步骤S3中提取的叶片前缘损伤参数，获得不同鸟撞关键参数组合下叶片最大损伤程度及对应的损伤评价参数。
S5、叶片鸟撞关键参数确定。
对步骤S4中获得的最大损伤程度及对应的损伤评价参数进行对比，确定鸟撞关键参数，过程包括：
首先对比叶片前缘最大损伤程度，掉块比撕裂损伤严重，撕裂比凹陷损伤严重，确定损伤最严重状态下的鸟撞关键参数组合；
然后根据最严重损伤程度，按照步骤4中的损伤评价参数计算方法计算损伤评价参数Φ，损伤评价参数Φ越大表示损伤越严重，最大损伤评价参数Φ对应的鸟撞关键参数组合即为航空发动机叶片抗鸟撞关键参数。
本申请提供的航空发动机吞鸟关紧参数确定方法包括了鸟质量，参数更全面，且该方法主要依据鸟撞后叶片的前缘实际局部损伤情况，并且能够同时考虑鸟撞引起的强度问题和气动性能问题，确定依据更全面和合理。
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 (8)

1.基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，所述方法包括：
S1、确定鸟撞关键参数，所述鸟撞关键参数包括鸟质量m、鸟速度V、风扇叶片转速W和鸟撞击叶片位置半径R，根据发动机吞鸟要求规范、发动机工作状态、叶片结构、飞机飞行速度，确定鸟撞关键参数范围；
S2、获得不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况；
S3、确定叶片前缘损伤参数，所述叶片前缘损伤参数包括叶片最大损伤程度、局部凹陷周向深度h、撕裂裂纹长度l、掉块长度s、掉块高度f、掉块半径r；
S4、确定表征叶片最大损伤分别为掉块、撕裂和凹陷的损伤评价参数计算方法，根据所述叶片前缘损伤参数获得不同鸟撞关键参数组合下的叶片最大损伤程度及对应的损伤评价参数；
S5、将步骤S4中获得的最大损伤程度及对应的损伤评价参数进行对比，按照掉块比撕裂损伤严重、撕裂比凹陷损伤严重确定损伤最严重状态下的鸟撞关键参数组合，最大损伤评价参数对应的鸟撞关键参数组合即为航空发动机叶片抗鸟撞关键参数。
2.如权利要求1所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况通过动力学仿真或者试验获得。
3.如权利要求1所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，所述叶片最大损伤程度为鸟直接撞击到叶片后造成的叶片最大损伤类型，包括凹陷、撕裂和掉块；
局部凹陷周向深度h为前缘出现凹陷后，凹陷沿叶型方向的长度；
撕裂裂纹长度l为前缘出现撕裂裂纹后，裂纹沿叶型方向的长度；
掉块长度s为叶片前缘出现掉块后，掉块沿叶型方向的长度；
掉块高度f为叶片前缘出现掉块后，掉块沿前缘径向方向的长度，其中，掉块半径r＝(r上+r下)/2，r上为掉块前缘最大半径，r下为掉块前缘最小半径。
4.如权利要求3所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，对于掉块情况的损伤评价参数Φ计算方法为：
Figure FDA0003767714190000021
式中，m为叶片掉块数量，si为每个叶片掉块的掉块长度，fi为掉块高度，ri为掉块半径，i为在1～m范围内的整数，m为大于1的整数。
5.如权利要求3所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，对于撕裂情况的损伤评价参数Φ计算方法为：
Φ＝max(hlj)
式中，g为叶片出现撕裂裂纹数量，hlj为每个叶片相对撕裂裂纹长度，j为在1～g范围内的整数，g为大于1的整数。
6.如权利要求5所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，相对撕裂裂纹长度hl＝l/S弦，S弦为凹陷最大位置半径R凹陷处叶片的弦长。
7.如权利要求3所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，对于凹陷情况的损伤评价参数Φ计算方法为：
Figure FDA0003767714190000022
式中，n为叶片出现撕裂裂纹数量，hhx为每个叶片相对局部凹陷周向深度，x为在1～n范围内的整数，n为大于1的整数。
8.如权利要求7所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法，其特征在于，局部凹陷周向深度hh＝h/S间隙，S间隙为凹陷最大位置半径R凹陷处相临叶片前缘周向间隙，S间隙＝2*π*R凹陷/k，k为整圈叶片的数量。
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