本發明公開了一種凹坑型硬物沖擊損傷免修極限確定方法，包括如下步驟：對發動機風扇/壓氣機葉片穩態應力和至少前六階的模態振動應力進行提取；確定凹坑型硬物沖擊損傷最危險形狀；在葉片葉盆或葉背指定位置添加凹坑型損傷，計算凹坑損傷底部應力分布，計算穩態應力和振動應力下凹坑損傷底部應力強度因子范圍；建立高周疲勞載荷下應力比相關的凹坑型損傷裂紋不擴展模型，得到該葉片指定位置凹坑型損傷的免修極限；指定葉片葉盆或葉背另一位置，重復第三步和第四步，獲得此位置的凹坑型損傷免修極限，直至獲得所有位置的凹坑型損傷免修極限。本發明針對航空發動機風扇/壓氣機葉片葉盆/葉背凹坑型損傷形成了規范化的免修極限制定流程。

技術領域

本發明涉及一種凹坑型硬物沖擊損傷免修極限確定方法，屬于航空發動機葉片硬物損傷容限設計與維護領域。

背景技術

硬物沖擊損傷是由于飛機在起飛、著陸或低空飛行中航空發動機難免會吸入金屬、碎片、砂礫、石塊等硬物沖擊高速旋轉的葉片形成的。硬物沖擊損傷會加速葉片在離心力和振動載荷作用下過早地萌生高周疲勞裂紋從而導致葉片斷裂事故，對發動機工作可靠性具有嚴重的影響。

為了滿足航空發動機持續性適航要求，發動機原始設備制造商必須為用戶制定合理的維修手冊以指導工程人員按照規范的手段維護發動機葉片。其中，用于判斷硬物損傷葉片是否可用或免修的“可用極限”是制定維修手冊的重要內容之一。目前，評判硬物損傷嚴重程度的主要尺寸為損傷深度，發動機維修手冊中往往采用所允許的最大損傷深度作為葉片發生硬物損傷后的可用極限。制定可用極限的目的在于一定程度上減少發動機葉片遭受硬物沖擊損傷后拆卸、修理或更換的次數，提高發動機經濟性和準備完好性。

目前發動機公司并沒有制定硬物損傷后葉片可用極限的規范化程序，在過去新設計的發動機葉片的可用極限往往基于舊款發動機的使用和維護經驗，然而隨著葉片設計技術的不斷發展，新型葉片結構(如整體葉盤、空心葉片等)讓這種經驗性的外推方式面臨著巨大挑戰。

凹坑型損傷是硬物沖擊葉片壓力面(葉盆)或吸力面(葉背)較厚部位而形成的損傷，此類損傷是發動機風扇/壓氣機葉片最常見的硬物沖擊損傷類型之一，甚至也會出現在渦輪葉片上，例如由于發動機內部脫落物隨高速氣流進入下游沖擊渦輪葉片形成凹坑損傷。本發明為解決凹坑型硬物沖擊損傷合理規范的可用極限制定問題，從考慮目前航空發動機葉片最常見的高周疲勞失效角度，提出了一種凹坑型硬物沖擊損傷可用極限確定方法。

發明內容

本發明的目的在于站在目前航空發動機葉片最常見的高周疲勞失效角度，提供一種凹坑型硬物沖擊損傷可用極限確定方法，以解決目前針對凹坑型硬物沖擊損傷缺乏合理規范的可用極限制定流程的問題。

為實現上述目的，本發明采用的技術方案為：

一種凹坑型硬物沖擊損傷免修極限確定方法，包括如下步驟：

第一步，結合航空發動機轉速譜、溫度譜和坎貝爾圖對發動機風扇/壓氣機葉片穩態應力和至少前六階的模態振動應力進行提取；

第二步，通過外場調研、模擬試驗和應力集中程度分析確定凹坑型硬物沖擊損傷最危險形狀；

第三步，在葉片葉盆或葉背指定位置添加凹坑型損傷，計算凹坑損傷底部應力分布，計算穩態應力和振動應力下凹坑損傷底部應力強度因子范圍ΔK；

第四步，建立高周疲勞載荷下應力比相關的凹坑型損傷裂紋不擴展模型，判斷前六階模態振動載荷下危險形狀的凹坑型損傷不發生裂紋擴展時的凹坑深度，即為該階模態振動載荷下的許用凹坑深度，得到該葉片指定位置凹坑型損傷的免修極限；

第五步，指定葉片葉盆或葉背另一位置，重復第三步和第四步，獲得此位置的凹坑型損傷免修極限，直至獲得葉片葉盆或葉背所有位置的凹坑型損傷免修極限。