航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法与流程
1.本技术属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机风扇或 压气机叶片抗外物损伤能力评估方法。
背景技术：
2.航空发动机在使用过程中——特别是在飞机起飞阶段，不可避免的 会吸入砂石、小金属等小型硬外物，吸入过程中砂石、小金属等外物会 与发动机风扇或压气机叶片发生碰撞，导致叶片出现损伤，这种小型硬 物撞击导致的损伤称为“外物损伤”(foreign object damage，简称fod)。 风扇或压气机叶片被小型硬外物撞击出现外物损伤后，不会立刻被发现， 而需要继续工作一段时间直至外物损伤被检测和处理。在这段时间内， 叶片不能出现断裂，影响发动机工作安全，根据相关标准规定，发动机 风扇或压气机叶片必须具备一定的抗外物损伤能力，在叶片出现一定尺 寸的外物损伤后，能够持续安全工作一段时间，并且规定航空发动机定 型使用前，必须完成叶片抗外物损伤能力的试验验证。因此在发动机设 计过程中，风扇或压气机叶片设计初期，必须开展风扇或压气机叶片的 抗外物损伤能力评估。
3.针对风扇或压气机叶片的抗外物损伤能力评估问题，现有技术的中 国专利cn109815521a提出了一种航空发动机叶片抗fod能力的评估方 法，该方法通过模拟叶片数值模型进行外物损伤的冲击动力学仿真，得 到缺口宏观特征与外物类型、冲击速度、冲击角度之间的关系，并以此 数据为依据确定外物损伤试验条件，利用对模拟叶片进行外模拟 物损伤试验，观察冲击缺口的宏观微观特征；以叶片前缘危险位置工作 载荷下的静应力与动应力作为高周疲劳试验的初始静载与动载，对损伤 后的模拟叶片进行高周疲劳试验，通过步进法得到叶片的高周疲劳强度， 根据高周疲劳试验结果评估叶片抗fod能力；对少数的真实叶片进行模 拟外物损伤及高周疲劳试验得到其高周疲劳强度，以验证模拟叶片与真 实叶片试验结果的符合性。
4.然而，该方法需要设计模拟叶片，开展损伤模拟叶片与真实叶片疲 劳试验，试验过程复杂、成本高、周期长，不适合风扇或压气机叶片设 计初期开展疲劳强度评估。此外，该技术方案主要用于确定叶片的剩余 疲劳强度，未明确如何评估叶片的抗外物损伤能力。
技术实现要素：
5.本技术的目的是提供了一种航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损 伤能力评估方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.本技术的技术方案是：一种航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损 伤能力评估方法，所述方法包括：
7.根据叶片振动应力测量结果得到所有测到的振动应力对应的共振振 型，并获得所有测到的共振振型下前缘所有节点的振动应力及所有测到 的共振振型对应转速下叶片前缘所有节点的静应力；
8.获得风扇或压气机叶片光滑试样、缺口试样在预定循环数的疲劳强 度，结合完好的风扇或压气机叶片在预定循环数的疲劳强度，得到缺口 风扇或压气机叶片在预定循环数下的疲劳强度；
9.根据所有测到的共振振型下叶片前缘所有节点的振动应力、所有测 到的共振振型对应转速下叶片前缘所有节点的静应力sj及缺口风扇或压 气机叶片预定循环数下的疲劳强度，得到所有测到的共振振型下前缘所 有节点的动强度储备系数；
10.通过评价所有测到的共振振型下叶片前缘所有节点的动强度储备系 数评估叶片抗外物损伤能力。
11.进一步的，共振振型下前缘所有节点的振动应力与共振振型对应转 速下叶片前缘所有节点的静应力采用相同的有限元模型进行计算。
12.进一步的，所述缺口风扇或压气机叶片在预定循环数下的疲劳强度s 缺口
为：
[0013][0014]
式中，s
光滑-标准
为风扇或压气机叶片光滑试样在预定循环数的疲劳强 度，
[0015]s缺口-标准
为风扇或压气机叶片缺口试样在预定循环数的疲劳强度；
[0016]s光滑
为完好的风扇或压气机叶片在预定循环数的疲劳强度。
[0017]
进一步的，所述所有测到的共振振型下前缘所有节点的动强度储备 系数n
缺
为：
[0018][0019]
式中，s
极限
为叶片材料的极限强度；
[0020]
sz为所有测到的共振振型下前缘所有节点的振动应力；
[0021]
sj为所有测到的共振振型对应转速下叶片前缘所有节点的静应力。
[0022]
本技术提供的方法只需要具备风扇/压气机叶片常规的振动应力测量 结果和振动疲劳试验结果，利用材料数据手册，通过静应力和振动模态 分析即可完成抗外物损伤能力评估，方法简单，周期短，成本低，效率 高；该方法可以对风扇/压气机叶片前缘所有位置和所有共振情况下进行 抗外物损伤能力评估，给出了最终评价指标，评估非常全面。
附图说明
[0023]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，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技术的一些实施例。
[0024]
图1为本技术的航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估 方法流程图。
具体实施方式
[0025]
为使本技术实施的目的、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，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描 述。
[0026]
为了克服现有技术中需要补充开展大量疲劳试验而造成成本与效率 低下的问题，本技术中提出了一种全面的风扇或压气机叶片抗外物损伤 能力评估方法，适合在风扇或压气机设计初期不进行疲劳试验即对叶片 的抗外物损伤能力进行评估。
[0027]
如图1所示，本技术提供的航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤 能力评估方法包括如下步骤：
[0028]
1)根据风扇或压气机叶片振动应力测量结果，分析得到所有测到的 振动应力对应的共振振型，计算所有共振振型的相对振动应力分布，折 算所有测到的共振振型下前缘所有节点的振动应力sz；
[0029]
2)根据风扇或压气机叶片振动应力测量结果，针对所有测到的共振 振型对应转速，采用与模态计算相同的有限元模型，计算所有测到的共 振振型对应转速下叶片前缘所有节点的静应力sj；
[0030]
3)根据通用材料手册，获得风扇或压气机叶片材料光滑试样(应力 集中系数k
t
＝1)在3
×
107循环数(振动疲劳试验中加载的应力比r＝-1)的 疲劳强度s
光滑-标准
，以及缺口试样(应力集中系k
t
＝3)在3
×
107循环数(r＝-1) 的疲劳强度s
缺口-标准
，结合完好风扇或压气机叶片在3
×
107循环数下疲劳强 度s
光滑
，计算带k
t
＝3的缺口风扇或压气机叶片3
×
107循环数下疲劳强度 s
缺口
，计算方法如下：
[0031][0032]
4)采用步骤1中所有测到的共振振型下叶片前缘所有节点的振动应 力sz、步骤2中所有测到的共振振型对应转速下叶片前缘所有节点的静 应力sj、步骤3中带k
t
＝3缺口风扇或压气机叶片3
×
107循环数下疲劳强 度s
缺口
，计算所有测到的共振振型下前缘所有节点的动强度储备系数n
缺
， 计算方法如下：
[0033][0034]
其中：s
极限
为叶片材料的极限强度。
[0035]
5)最后通过评价所有测到的共振振型下叶片前缘所有节点的动强度 储备系数n
缺
，评估叶片抗外物损伤能力。
[0036]
例如，当动强度储备系数n
缺
大于3.0时表示叶片前缘所有节点的动强 度储备良好，当动强度储备系数n
缺
小于3.0时表示叶片前缘所有节点的动 强度储备较差。
[0037]
本技术提供的方法只需要具备风扇/压气机叶片常规的振动应力测量 结果和振动疲劳试验结果，利用材料数据手册，通过静应力和振动模态 分析即可完成抗外物损伤能力评估，方法简单，周期短，成本低，效率 高；该方法可以对风扇/压气机叶片前缘所有位置和所有共振情况下进行 抗外物损伤能力评估，给出了最终评价指标，评估非常全面。
[0038]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不 局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内， 可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此， 本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
