叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法

1.本公开涉及发动机叶片技术领域，具体而言，涉及一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法。


背景技术：

2.飞机在起飞、降落或低空飞行时，其发动机可能吸入碎石、砂砾和金属(如小螺母、螺帽等)等硬物，引起高速硬物冲击。高速硬物冲击会造成叶片多种损伤如凹痕、凹坑、缺口、撕裂和局部卷曲等，这些损伤会降低叶片工作寿命，影响飞行安全，提高维修维护成本，甚至造成巨大经济损失。
3.对于叶片受到的硬物损伤问题，虽然发动机在设计时使叶片具有了一定的硬物损伤容限能力，但同时也需要在发动机研制后期为用户提供具有硬物损伤叶片的维修手册，给用户在维护发动机叶片时提供必要的参考，例如叶片发生硬物损伤后，如何判断该叶片是否免修可继续使用。
4.需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。


技术实现要素：

5.本公开实施例的目的在于提供一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，用于验证叶片硬物损伤的理论免修极限。
6.本公开的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本公开的实践而习得。
7.根据本公开实施例的一个方面，提供了一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，包括：
8.确定理论免修极限；
9.提供多个叶片模拟件，分别在多个所述叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，不同所述初始裂纹的长度取值范围根据叶片对应高度处的所述理论免修极限确定；
10.确定所述叶片模拟件的前三阶固有频率；
11.将多个所述叶片模拟件所述前三阶固有频率下进行振动疲劳试验，监测所述叶片模拟件上预设参考点的应力水平，控制激振加速度使所述预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测所述叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降；
12.若所述叶片模拟件出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次；若所述叶片模拟件未出现裂纹或未出现大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为所述叶片模拟件的损伤免修；
13.将确定的试验免修极限与所述理论免修极限对比，若所述试验免修极限与所述理论免修极限之间差值的绝对值位于所述理论免修极限的预设范围内，则判断确定的所述理
论免修极限合理。
14.在本公开的一种实施例中，所述分别在多个所述叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，包括：
15.分别在所述叶片模拟件的叶身前缘和叶身后缘的高度h＝2％h、5％h、10％h、20％h、50％h、90％h处加工深度为a的裂纹型损伤，a的范围取值范围根据叶片对应高度处的所述理论免修极限确定，取多个值。
16.在本公开的一种实施例中，所述叶片对应高度处的所述理论免修极限位于加工深度a的范围取值内。
17.在本公开的一种实施例中，当在前缘90％h处，计算所得的理论免修极限为4.6mm，则叶片模拟件中裂纹深度a可取4.2mm，4.4mm，4.6mm，4.8mm，5.0mm。
18.在本公开的一种实施例中，每种裂纹深度对应加工多个试验件。
19.在本公开的一种实施例中，确定所述叶片模拟件的前三阶固有频率，包括：
20.启动振动台使其在叶片模拟件前三阶仿真模态频率范围内扫频，观察应变片以及位移传感器收集到的数据，直至数据反应出叶片模拟件的前三阶模态频率稳定，停止继续旋紧轴向紧固螺栓和周向紧固螺栓，记录此时力矩扳手数值以及叶片前三阶模态频率值。
21.在本公开的一种实施例中，对叶片模拟件分别在其前三阶模态下进行振动疲劳试验，边界加载时保证轴向紧固螺栓与轴向紧固螺栓力矩一致。
22.在本公开的一种实施例中，所述预设次数为800万次-1200万次。
23.在本公开的一种实施例中，所述预设范围为5％-20％。
24.在本公开的一种实施例中，若所述试验免修极限与所述理论免修极限之间差值的绝对值未位于所述理论免修极限的预设范围内，则判断确定的所述理论免修极限不合理。
25.本公开提供的叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，首先确定叶片模型前后缘裂纹型损伤的理论免修极限；接着提供多个叶片模拟件，分别在多个叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，不同初始裂纹的长度取值范围根据对应叶片高度处的理论免修极限确定；接着确定叶片模拟件的前三阶固有频率；接着将多个叶片模拟件前三阶固有频率下进行振动疲劳试验，监测叶片模拟件上预设参考点的应力水平，控制激振加速度使预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有明显的振幅下降；若叶片模拟件出现裂纹或有明显的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次；若叶片模拟件未出现裂纹或有明显的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为叶片模拟件的损伤免修；最后将确定的试验免修极限与理论免修极限对比，若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围内，则判断确定的理论免修极限合理。
26.应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
27.此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据
这些附图获得其他的附图。在附图中：
28.图1为本公开的一种实施例提供的叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法的流程图；
29.图2为本公开的一种实施例提供的叶片的示意图；
30.图3为本公开的一种实施例提供的利用有限元计算出叶片模型前后缘的免修极限的结果示意图；
31.图4为本公开的一种实施例提供的叶片模拟件的示意图；
32.图5为本公开的一种实施例提供的叶片模拟件安装在试验台上的示意图。
具体实施方式
33.现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。
34.此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本公开的各方面。
35.附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
36.附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
37.本公开的实施例提供了一种叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，如图1所示，该试验验证方法包括：
38.步骤s100、确定理论免修极限；
39.步骤s200、提供多个叶片模拟件，分别在多个叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，不同初始裂纹的长度取值范围根据叶片对应高度处的理论免修极限确定；
40.步骤s300、确定叶片模拟件的前三阶固有频率；
41.步骤s400、将多个叶片模拟件前三阶固有频率下进行振动疲劳试验，监测叶片模拟件上预设参考点的应力水平，控制激振加速度使预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降；
42.步骤s500、若叶片模拟件出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次；若叶片模拟件未出现裂纹或未出现大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为叶片模拟件的损伤免修；
43.步骤s600、将确定的试验免修极限与理论免修极限对比，若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围内，则判断确定的理论免修极限
合理。
44.本公开提供的叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法，首先确定叶片模型前后缘裂纹型损伤的理论免修极限；接着提供多个叶片模拟件，分别在多个叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，不同初始裂纹的长度取值范围根据对应叶片高度处的理论免修极限确定；接着确定叶片模拟件的前三阶固有频率；接着将多个叶片模拟件前三阶固有频率下进行振动疲劳试验，监测叶片模拟件上预设参考点的应力水平，控制激振加速度使预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有明显的振幅下降；若叶片模拟件出现裂纹或有明显的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次；若叶片模拟件未出现裂纹或有明显的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为叶片模拟件的损伤免修；最后将确定的试验免修极限与理论免修极限对比，若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围内，则判断确定的理论免修极限合理。
45.下面，将对本公开提供的叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的试验验证方法中的各步骤进行详细的说明。
46.在步骤s100中，确定理论免修极限。
47.具体地，依据待验证的叶片前后缘裂纹型硬物损伤免修极限试验验证方法，针对发动机压气机叶片前后缘裂纹型损伤，将其简化为半无限大板单边穿透裂纹，基于应力强度手册建立其应力强度因子k的计算模型。同时依据方法建立裂纹扩展门槛值δk
th
的计算模型，得到裂纹扩展门槛值与应力比的关系。利用有限元计算结果得出振动应力与稳态应力分布云图，通过结果后处理得到应力比分布云图。依据裂纹不扩展原则令裂纹处应力强度因子k等于裂纹扩展门槛值δk
th
，最终建立压气机叶片前后缘裂纹型损伤免修极限的模型，确定理论免修极限。
48.当然，还可通过其他方式计算理论免修极限，本公开对此不做限制。
49.在步骤s200中，提供多个叶片模拟件，分别在多个叶片模拟件前后缘不同叶高处引入不同长度的初始裂纹模拟裂纹型损伤，不同初始裂纹的长度取值范围根据叶片对应高度处的理论免修极限确定。
50.具体地，在本公开例证中取tc4材料航空发动机压气机叶片为研究对象，其模型如图2所示，基本数据为弦长70mm，叶高50mm，前缘半径0.15mm，在计算料耐久性极限时，本例取稳态应力为13000rad/min工况下的预应力分布；振动应力取13000rad/min的预应力工况下各阶模态最大值点，赋值其最大点为40％的材料耐久性极限σa，依据比例系数求出模型中各点振动应力。
51.利用有限元计算出tc4型航空发动机压气机叶片模型前后缘的免修极限，结果如图3所示，部分结果如下：
52.距叶顶高度5mm处前缘免修极限为4.6mm，后缘免修极限为25.3mm；
53.距叶顶高度10mm处前缘免修极限为1.330mm，后缘免修极限为6.046mm；
54.距叶顶高度20mm处前缘免修极限为0.264mm，后缘免修极限为0.626mm；
55.距叶顶高度30mm处前缘免修极限为0.148mm，后缘免修极限为0.073mm；
56.距叶顶高度40mm处前缘免修极限为0.110mm，后缘免修极限为0.017mm；
57.距叶顶高度45mm处前缘免修极限为0.058mm，后缘免修极限为0.005mm。
58.如图4所示，设计加工一批叶片模拟件，分别在叶片模拟件的叶身前缘和叶身前缘后缘的高度h＝2％h、5％h、10％h、20％h、50％h、90％h处加工深度为a的裂纹型损伤，a的范围在对应位置的免修极限附近。
59.其中，a可均匀取多个值，如在前缘90％h处，计算所得的免修极限为4.6mm，则所加工试验件中裂纹深度a可取4.2mm，4.4mm，4.6mm，4.8mm，5.0mm。
60.其中，每种裂纹深度加工多个试验件，例如三个。
61.接着，如图5所示，将引入不同前后缘裂纹损伤的叶片模拟件安装配在振动台上，把应变片和位移传感器粘贴在叶片模拟件上，确认粘贴牢固后把叶片模拟件放入叶片模拟件夹具的卡槽内，使用力矩扳手逐步旋紧轴向紧固螺栓和周向紧固螺栓。
62.具体地，整个试验在振动台1上完成，将叶片模拟件夹具2用4个定位螺栓5固定在振动台1上。把应变片7和位移传感器8粘贴在叶片模拟件3上，确认粘贴牢固后把叶片模拟件3放入叶片模拟件夹具2的卡槽内，使用力矩扳手逐步旋紧轴向紧固螺栓4和周向紧固螺栓6。
63.在步骤s300中，确定叶片模拟件的前三阶固有频率。
64.具体地，启动振动台1使其在叶片模拟件3前三阶仿真模态频率范围内扫频，观察应变片以及位移传感器收集到的数据，直至数据反应出叶片模拟件3的前三阶模态频率稳定，停止继续旋紧轴向紧固螺栓4和周向紧固螺栓6，记录此时力矩扳手数值，之后振动疲劳试验皆按此数值加载。
65.在步骤s400中，将多个叶片模拟件前三阶固有频率下进行振动疲劳试验，监测叶片模拟件上预设参考点的应力水平，控制激振加速度使预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降。
66.具体地，对加工好的叶片模拟件分别在其前三阶模态下进行振动疲劳试验，边界加载时保证轴向紧固螺栓与轴向紧固螺栓力矩与记录的力矩扳手数值一致。
67.监测叶片模拟件上预设参考点的应力水平，控制激振加速度使预设参考点处应力达到预设应力水平；同时监测叶片模拟件的叶尖是否出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降。
68.在步骤s500中，若叶片模拟件出现裂纹或有大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次；若叶片模拟件未出现裂纹或未出现大于设定范围的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为叶片模拟件的损伤免修。
69.具体地，若叶片模拟件出现裂纹或有明显的振幅下降，且疲劳周次小于预设次数，则记录疲劳周次。
70.其中，若叶片模拟件出现大于设定范围的振幅下降则认为有明显的振幅下降，设定范围例如可为原振幅(正常振幅)的5％-20％，例如5％、10％、15％、20％；当然，设定范围也可小于原振幅的5％或大于原振幅的20％，本公开对此不做限制。
71.若叶片模拟件未出现裂纹或有明显的振幅下降，且疲劳周次大于预设次数，则认为叶片模拟件的损伤免修。
72.其中，预设次数为800万次-1200万次，例如1000万次，即判断疲劳周次是否大于1000万次，如果大于则认为该种损伤免修；反之则认为该种损伤大于免修极限，则该疲劳周次为叶片起裂寿命。
73.在步骤s600中，将确定的试验免修极限与理论免修极限对比，若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围内，则判断确定的理论免修极限合理。
74.具体地，将确定的试验免修极限与理论免修极限对比，若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围内，则判断确定的理论免修极限合理。
75.例如，若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围的5％-20％内，例如5％、10％、15％、20％，则判断确定的理论免修极限合理，则后续可直接根据该理论免修极限的模型对叶片进行计算。当然，预设范围也可小于5％或大于20％，本公开对此不做限制。
76.若试验免修极限与理论免修极限之间差值的绝对值位于理论免修极限的预设范围外，则判断确定的理论免修极限不合理。
77.综上所述，本公开提出的压气机叶片前后缘裂纹型损伤免修极限验证试验流程，可将其作为检验压气机叶片前后缘裂纹型损伤免修极限准确性的依据。本公开提出的叶片的振动疲劳试验设计方法，可以满足现有的叶片免修极限方法验证的数据需要，且此试验所需仪器常见，可实施性强，具有很高的工程应用价值。本公开提出的压气机叶片振动疲劳试验的试验件安装方式，可以准确的测量出叶片模拟件的固有频率以及试验件的疲劳寿命，符合振动疲劳试验中严谨的边界条件控制需求。
78.本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本技术旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由下面的权利要求指出。
79.应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求来限制。