一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法

本发明涉及一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，属于航空发动机叶片硬物损伤容限设计与维护领域。

背景技术：

硬物冲击损伤是由于飞机在起飞、着陆或低空飞行中航空发动机难免会吸入金属、碎片、砂砾、石块等硬物冲击高速旋转的叶片形成的。硬物冲击损伤会加速叶片在离心力和振动载荷作用下过早地萌生高周疲劳裂纹从而导致叶片断裂事故，对发动机工作可靠性具有严重的影响。

为了满足航空发动机持续性适航要求，发动机原始设备制造商必须为用户制定合理的维修手册以指导工程人员按照规范的手段维护发动机叶片。其中，用于判断硬物损伤叶片是否可用或免修的“可用极限”是制定维修手册的重要内容之一。目前，评判硬物损伤严重程度的主要尺寸为损伤深度，发动机维修手册中往往采用所允许的最大损伤深度作为叶片发生硬物损伤后的可用极限。制定可用极限的目的在于一定程度上减少发动机叶片遭受硬物冲击损伤后拆卸、修理或更换的次数，提高发动机经济性和准备完好性。

目前发动机公司并没有制定硬物损伤后叶片可用极限的规范化程序，在过去新设计的发动机叶片的可用极限往往基于旧款发动机的使用和维护经验，然而随着叶片设计技术的不断发展，新型叶片结构(如整体叶盘、空心叶片等)让这种经验性的外推方式面临着巨大挑战。

凹坑型损伤是硬物冲击叶片压力面(叶盆)或吸力面(叶背)较厚部位而形成的损伤，此类损伤是发动机风扇/压气机叶片最常见的硬物冲击损伤类型之一，甚至也会出现在涡轮叶片上，例如由于发动机内部脱落物随高速气流进入下游冲击涡轮叶片形成凹坑损伤。本发明为解决凹坑型硬物冲击损伤合理规范的可用极限制定问题，从考虑目前航空发动机叶片最常见的高周疲劳失效角度，提出了一种凹坑型硬物冲击损伤可用极限确定方法。

技术实现要素：

本发明的目的在于站在目前航空发动机叶片最常见的高周疲劳失效角度，提供一种凹坑型硬物冲击损伤可用极限确定方法，以解决目前针对凹坑型硬物冲击损伤缺乏合理规范的可用极限制定流程的问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，包括如下步骤：

第一步，结合航空发动机转速谱、温度谱和坎贝尔图对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；

第二步，通过外场调研、模拟试验和应力集中程度分析确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；

第三步，在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑型损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围δk；

第四步，建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，判断前六阶模态振动载荷下危险形状的凹坑型损伤不发生裂纹扩展时的凹坑深度，即为该阶模态振动载荷下的许用凹坑深度，得到该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；

第五步，指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步，获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得叶片叶盆或叶背所有位置的凹坑型损伤免修极限。

所述第一步中，稳态应力σsta为发动机风扇/压气机叶片承受的离心力应力、气动应力和热应力的叠加，模态振动应力σdyn通过特征频率、固有振型以及模态振动幅值计算得到。

所述步骤第二步中，通过凹坑型损伤的外场调研，确定外场典型硬物冲击条件；凹坑型损伤模拟试验在实验室条件下进行，采用轻气炮试验系统进行外场典型冲击速度、冲击角度、硬物类型、硬物形状、硬物尺寸这些试验条件下的凹坑型硬物冲击损伤模拟试验，观测硬物冲击形态和凹坑型损伤形貌建立不同形状的凹坑型损伤几何模型，通过有限元数值分析方法计算不同形状凹坑型硬物冲击损伤的应力集中程度，选择应力集中程度最大的形状作为凹坑型损伤最危险形状。

所述步骤第三步中，将第二步中所建立的凹坑型损伤最危险形状的几何模型通过布尔运算的方式添加至叶片的叶盆或叶背指定位置，形成具有凹坑型损伤的叶片几何模型，通过有限元数值分析方法计算凹坑型损伤底部应力分布，采用幂函数分布应力表达式拟合，即：

其中，σ(x)为裂纹面上的应力分布，a为凹坑型损伤的表面裂纹深度，x为沿裂纹扩展方向上的坐标，其坐标原点为单边裂纹与前缘点的交点，σi为多项式系数，i为多项式指数，项数n≤7；采用通用权函数法计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部裂纹尖端应力强度因子范围δkmax，即：

δk＝kmax-kmin

δkmax＝max(δka，δkb)

其中，kmax和kmin分别为裂纹在循环载荷下的最大应力强度因子和最小应力强度因子，当应力比r>0时，kmin≠0，当应力比r≤0时，kmin＝0；ka与ma(x,a)和kb与mb(x,a)分别为凹坑型损伤底部表面裂纹最深点和表面点的应力强度因子和通用权函数，m1a、m2a、m3a以及m1b、m2b、m3b为通用权函数系数；凹坑型损伤底部裂纹尖端最大应力强度因子范围为裂纹尖端点a点与b点中的最大值；δkmax为具有危险形状的凹坑型损伤深度d和裂纹尺寸a的函数。

所述表面裂纹为i型裂纹，位于凹坑型损伤的底部，表面裂纹深度为凹坑型损伤底部微观损伤的最大分布深度，通过对第二步得到的凹坑型硬物冲击损伤最危险形状进行金相观测得到。

所述步骤第四步中，高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型为：

δkmax(d,a)≤δkth(r)

其中，裂纹扩展门槛值δkth(r)为应力比r相关的材料常数，对于叶片指定位置指定阶次下的模态振动而言，应力比r为定值，即δkth(r)为定值；表面裂纹深度a为定值，随着凹坑型损伤深度d的增加，δkmax(d,a)单调递增，当δkmax(d,a)＝δkth(r)时，损伤深度d即为该阶次模态振动下的许用凹坑深度。

所述步骤第四步中，取前六阶模态振动下许用损伤深度最小值作为叶片该位置凹坑型损伤免修极限。

有益效果：本发明为航空发动机叶片使用过程中常遭受的凹坑型硬物损伤提供了一种合理规范的可用极限确定方法和流程。本发明考虑了叶片遭受硬物损伤后发生的最常见高周疲劳失效，采用简单高效的凹坑底部表面裂纹应力强度因子积分计算方法和裂纹不扩展原理确定许用凹坑深度，提出了制定叶片前后缘中撕裂/裂纹型损伤免修极限的标准步骤，该流程便于通过计算机程序实现从而提高工程效率。

附图说明

图1为坎贝尔图确定发动机叶片前六阶模态振动频率和振动幅值；

图2为简化的高周疲劳载荷稳态应力和振动应力幅值示例；

图3为典型的凹坑型损伤宏观形貌示例；

图4为球形硬物冲击损伤几何建模方式示例；

图5为凹坑型损伤有限元网格划分示例；

图6为凹坑型损伤截面底部应力集中分布示例；

图7为凹坑型损伤底部裂纹模型；

图8为本发明的方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做更进一步的解释。

本发明一种凹坑型硬物冲击损伤免修极限确定方法，包括如下步骤：

第一步，结合航空发动机转速谱、温度谱和坎贝尔图对发动机风扇/压气机叶片稳态应力和至少前六阶的模态振动应力进行提取；具体为：

高周疲劳失效是航空发动机叶片发生硬物冲击损伤后的最主要破坏形式，所以确定凹坑型损伤的免修极限应首先考虑何种凹坑型损伤深度下满足高周疲劳性能满足要求。高周疲劳载荷下损伤部位裂纹不发生扩展(即无限寿命)是最简单、直观的满足高周疲劳性能要求的体现。因此，首先需要确定航空发动机叶片的高周疲劳载荷。导致航空发动机风扇/压气机叶片凹坑型损伤疲劳失效的高周疲劳载荷包括稳态应力和振动应力。稳态应力σsta为叶片承受的离心力应力、气动应力和热应力的叠加，叶片的转速和温度通过转速谱和温度谱确定。发动机叶片实际振动应力历程难以测量和预测，本发明中，振动应力为叶片危险条件下的振动应力，即共振条件，是一种保守的估计方法。其中，叶片的模态振动应力σdyn通过固有频率、固有振型以及模态振动幅值计算。模态振动幅值通过发动机坎贝尔图确定，如图1所示。

高周疲劳载荷的稳态应力σsta和振动应力σdyn的示例如图2所示。

第二步，通过外场调研、模拟试验和应力集中程度分析确定凹坑型硬物冲击损伤最危险形状；具体为：

通过凹坑型损伤的外场调研，确定外场典型硬物冲击条件。凹坑型损伤模拟试验在实验室条件下进行，采用轻气炮试验系统进行外场典型冲击速度(例如发动机叶片常遭受硬物冲击损伤部位的旋转线速度300m/s)、典型冲击角度(30°、60°)、典型硬物类型(钢材、钛合金)、典型硬物形状(球形、方形，一般认为方形硬物最能模拟与外场硬物冲击损伤形貌相近的损伤)、典型硬物尺寸(3mm)等试验条件下的凹坑型硬物冲击损伤模拟试验，观测硬物冲击形态和凹坑型损伤形貌建立不同形状的凹坑型损伤几何模型，通过有限元数值分析方法计算不同形状凹坑型硬物冲击损伤的应力集中程度，选择应力集中程度最大的形状作为凹坑型损伤最危险形状。图3给了采用球形和方形钢制硬物冲击叶片模拟件而获得的损伤形貌。本发明以球形硬物冲击损伤为例，展示了凹坑型损伤的几何建模过程，如图4，对凹坑型损伤的有限元网格划分如图5，凹坑型损伤的应力集中分布如图6所示。

第三步，在叶片叶盆或叶背指定位置添加凹坑损伤，计算凹坑损伤底部应力分布，计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部应力强度因子范围δk；具体为：

将第二步中所建立的凹坑型损伤最危险形状的几何模型通过布尔运算的方式添加至叶片的叶盆或叶背指定位置，形成具有凹坑型损伤的叶片几何模型，通过有限元数值分析方法计算凹坑型损伤底部应力分布，采用幂函数分布应力表达式拟合，即：

其中，σ(x)为裂纹面上的应力分布，a为凹坑底部的表面裂纹深度，裂纹尺寸a取值为凹坑型损伤底部微观损伤区域最大深度(这是一种危险假设)或取值为无损检测的极限值0.38mm的一半，表面裂纹长度为表面裂纹深度的2倍，如图7，x为沿裂纹扩展方向上的坐标，其坐标原点为单边裂纹与前缘点的交点，σi为多项式系数，i为多项式指数，项数n≤7。采用通用权函数法计算稳态应力和振动应力下凹坑损伤底部裂纹尖端应力强度因子范围δkmax，即：

δk＝kmax-kmin

δkmax＝max(δka，δkb)

其中，kmax和kmin分别为裂纹在循环载荷下的最大应力强度因子和最小应力强度因子，当应力比r>0时，kmin≠0，当应力比r≤0时，kmin＝0。ka与ma(x,a)和kb与mb(x,a)分别为凹坑型损伤底部表面裂纹最深点和表面点的应力强度因子和通用权函数，m1a、m2a、m3a以及m1b、m2b、m3b为通用权函数系数。凹坑型损伤底部裂纹尖端最大应力强度因子范围为裂纹尖端点a点与b点中的最大值。δkmax为具有危险形状的凹坑型损伤深度d和裂纹尺寸a的函数。

第四步，建立高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型，判断前六阶模态振动载荷下危险形状的凹坑型损伤不发生裂纹扩展时的凹坑深度，即为该阶模态振动载荷下的许用凹坑深度，最终选取前六阶模态振动载荷下许用凹坑深度最小值作为该叶片指定位置凹坑型损伤的免修极限；

其中，高周疲劳载荷下应力比相关的凹坑型损伤裂纹不扩展模型为：

δkmax(d,a)≤δkth(r)

其中，裂纹扩展门槛值δkth(r)为应力比r相关的材料常数：

当0≤r<1时：

当1≤r<0时：

其中，为应力比r＝0时的有效应力强度因子范围，a0＝0.00729、a1＝1.0108、a2＝0.3959、a3＝0.10356为系数，为应力比r＝0时的应力强度因子范围，

对于叶片指定位置指定阶次下的模态振动而言，应力比r为定值，即δkth(r)为定值。裂纹尺寸a为定值，随着凹坑型损伤深度d的增加，δkmax(d,a)单调递增，当δkmax(d,a)＝δkth(r)时，损伤深度d即为该阶次模态振动下的许用凹坑深度。

第五步，指定叶片叶盆或叶背另一位置，重复第三步和第四步获得此位置的凹坑型损伤免修极限，直至获得叶片叶盆或叶背所有位置的凹坑型损伤免修极限。

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，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。