一种航空发动机叶片裂纹预测方法技术

本发明专利技术提出一种航空发动机叶片裂纹预测方法，属于航空发动机技术领域，采用ANSYS自带的APDL参数化编程语言，使得能快速准确建立起不同裂纹类型和尺寸下的真实疲劳裂纹叶片模型，同时方便地提取叶盆面上叶尖处尾缘在升速过程中的位移振动响应数据，裂纹面上的接触压力以及叶根处的动应力，还能对叶片中的裂纹进行定性诊断；与传统的试验相比，本发明专利技术能极大地降低试验成本且能获取较为丰富的故障信息，如固有特性，动应力以及裂纹面上的接触压力分布等，从而为裂纹叶片的诊断提供参考。

A method for predicting Aeroengine Blade Cracks

The invention provides a forecast method of aero engine blade cracks, which belongs to the technical field of aviation engine, using the programming language ANSYS with APDL parameters, which can quickly and accurately establish the fatigue crack model of blade under different crack types and sizes, and easy to extract the displacement vibration response data of leaf basin surface at the tip of the tail edge in in the process of speed up, the contact pressure on the crack surface and the root of the dynamic stress of blade crack in qualitative diagnosis were also; compared with the traditional test, the invention can greatly reduce the test cost and can obtain abundant fault information, such as the inherent characteristics of the dynamic stress and the crack surface. The contact pressure distribution, so as to provide reference for the diagnosis of the cracked blade.

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机叶片裂纹预测方法
本专利技术属于航空发动机
，具体涉及一种航空发动机叶片裂纹预测方法。
技术介绍
叶片作为旋转机械(如燃气轮机，航空发动机，风力发电机等)的核心部件之一，其工作状态往往决定着整机的性能；以航空发动机高压涡轮叶片为例，其常工作在高温高压的工作环境中，往往承受着离心力、气动力、热应力等多载荷的交变作用，极易诱发疲劳裂纹；因此，有必要对裂纹叶片产生的故障特征进行研究，实现裂纹叶片的早期预警，及时更换疲劳损伤叶片，延长发动机寿命，节约成本，保障人员安全；目前，基于振动的测量法是采用较为广泛的裂纹诊断方法。此外，对于裂纹叶片的研究主要存在三种模型：裂纹梁模型、裂纹板/壳模型、真实裂纹叶片模型。梁模型相对于板模型和真实叶片模型，其结构简单，理论较为成熟，从而为很多学者采用，并基于梁模型定性研究裂纹诱发的一些振动故障信号；板/壳模型较难考虑真实叶片复杂的扭形和变截面特性，且多从强度和疲劳寿命开展相关研究；裂纹梁模型和裂纹板/壳模型无法针对某些真实疲劳裂纹进行刻画；此外，基于试验手段来研究裂纹叶片导致的振动故障信号也为很多研究者采用，但试验成本较高，所获取的有用信息量较少。
技术实现思路
针对现有技术的不足，本专利技术提出了一种航空发动机叶片裂纹预测方法，以达到降低试验成本且获取丰富的故障信息的目的。一种航空发动机叶片裂纹预测方法，包括以下步骤：步骤1、获取健康发动机叶片的三维CAD模型和材料参数；步骤2、根据裂纹断口形状确定疲劳裂纹的类型，包括：叶背面疲劳裂纹和叶片前缘疲劳裂纹；步骤3、判断疲劳裂纹的类型是叶背面疲劳裂纹或叶片前缘疲劳裂纹，若为叶背面疲劳裂纹，则执行步骤4，若为叶片前缘疲劳裂纹，则执行步骤5；步骤4、确定叶背面疲劳裂纹的位置、裂纹高度和裂纹深度，对健康发动机叶片的三维CAD模型进行切割和剖分，并执行步骤8；步骤5、判断叶片前缘疲劳裂纹的裂纹形式，包括：非贯通裂纹和贯通裂纹，若为非贯通裂纹，执行步骤6；若为贯通裂纹，执行步骤7；步骤6、确定非贯通裂纹的裂纹位置、裂纹高度和裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8；步骤7、确定贯通裂纹的裂纹位置、叶背面裂纹深度和叶盆面裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8；步骤8、对裂纹叶片进行网格划分，构建出含真实裂纹扩展路径的叶片有限元模型，将裂纹叶片叶根面处施加固支约束，对裂纹叶片进行升速过程中的振动响应分析，获取裂纹叶片在叶盆面上叶尖处尾缘的位移振动响应以及裂纹面上的接触压力时程响应；步骤9、建立健康叶片的有限元模型，将健康叶片叶根面处施加固支约束，对健康叶片进行升速过程中的振动响应分析，获取健康叶片在叶盆面上叶尖处尾缘的位移振动响应；步骤10、将裂纹叶片和健康叶片在升速过程中的位移振动响应进行比较，对比一阶共振处的“错峰”现象、高转速下振动响应的“上飘”现象、裂纹面上接触压力时程响应所反映出的3阶和2阶超谐共振现象，确定叶片裂纹是否萌发以及严重程度，从而完成叶片裂纹的预测。步骤1所述的材料参数，包括：弹性模量、泊松比和材料密度。步骤4所述的确定叶背面疲劳裂纹的位置、裂纹高度和裂纹深度，对健康发动机叶片的三维CAD模型进行切割和剖分，并执行步骤8；具体步骤如下：步骤4-1、分别确定健康叶片叶盆面上叶根曲线中心点、叶盆面上叶尖曲线中心点、叶背面上叶根曲线中心点和叶背面上叶尖曲线中心点；步骤4-2、在叶盆面上以最短的连线连接叶根曲线中心点和叶尖曲线中心点，在叶背面上以最短的连线连接叶背面上叶根曲线中心点和叶尖曲线中心点；步骤4-3、将步骤4-2中的两条连线通过放样生成蒙皮；步骤4-4、通过所生成的蒙皮对健康叶片的三维CAD模型进行切割；步骤4-5、根据裂纹的位置，再次对健康叶片的三维CAD模型进行切割，获得叶片模型在该位置处的剖面；步骤4-6、根据叶背面疲劳裂纹高度和裂纹深度，在剖面上构建裂纹曲线获得裂纹剖面，并对裂纹剖面进行几何剖分；步骤4-7、利用剖分面的边界线通过拉伸切除方式对步骤4-6中的几何体进行切割，获得剖分后的实体模型。步骤6所述的确定非贯通裂纹的裂纹位置、裂纹高度和裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8，具体步骤如下：步骤6-1、根据非贯通裂纹的裂纹位置对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，获得叶片模型在该位置处的剖面；步骤6-2、根据非贯通裂纹的裂纹高度和裂纹深度，在剖面上构建裂纹曲线获得裂纹剖面，并对裂纹剖面进行几何剖分；步骤6-3、利用剖分面的边界线通过拉伸切除方式对步骤6-2中的几何体进行切割，获得剖分后的实体模型。步骤7所述的确定贯通裂纹的裂纹位置、叶背面裂纹深度和叶盆面裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8，具体步骤如下：步骤7-1、根据贯通裂纹的裂纹位置对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，获得叶片模型该位置处的剖面；步骤7-2、根据贯通裂纹叶背面裂纹深度和叶盆面裂纹深度，在剖面上构建裂纹曲线获得裂纹剖面，并对裂纹剖面进行几何剖分；步骤7-3、利用剖分面的边界线通过拉伸切除方式对步骤7-2中的几何体进行切割，获得剖分后的实体模型。所述的剖分具体为：将剖面规整成四边形，采用四边形网格进行划分；若无法分割成四边形，则将其按三边形进行面分割。所述的裂纹位置，采用无量纲定义，其值为：裂纹面到叶根面的距离除以叶尖到叶根面的距离。本专利技术优点：本专利技术提出一种航空发动机叶片裂纹预测方法，采用ANSYS自带的APDL参数化编程语言，使得能快速准确建立起不同裂纹类型和尺寸下的真实疲劳裂纹叶片模型，同时方便地提取叶盆面上叶尖处尾缘在升速过程中的位移振动响应数据，裂纹面上的接触压力以及叶根处的动应力，还能对叶片中的裂纹进行定性诊断；与传统的试验相比，本专利技术能极大地降低试验成本且能获取较为丰富的故障信息，如固有特性，动应力以及裂纹面上的接触压力分布等，从而为裂纹叶片的诊断提供参考。附图说明图1为本专利技术一种实施例的航空发动机叶片裂纹预测方法流程图；图2为本专利技术一种实施例的健康叶片的三维CAD模型示意图；图3为本专利技术一种实施例的叶盆/背面J、K、L、M点确定及连线示意图，其中，图(a)为叶盆面J点和K点确定及连线示意图，图(b)为叶背面L点和M点确定及连线示意图，Br表示叶根，Bt表示叶尖；图4为本专利技术一种实施例的放样蒙皮示意图；图5为本专利技术一种实施例的蒙皮切割后的三维叶片CAD模型示意图；图6为本专利技术一种实施例的裂纹切割后的三维叶片CAD模型示意图，其中，图(a)为整体示意图，图(b)为距位置p处的剖面图，Brs表示叶根面，Bts表示叶尖面；图7为本专利技术一种实施例的叶背面疲劳裂纹高度和深度确定示意简图，其中，C1表示裂纹曲线①；图8为本专利技术一种实施例的叶背面疲劳裂纹最终剖面图；图9为本专利技术一种实施例的叶根面和叶尖面裂纹最终剖面图，其中，图(a)为叶根面裂纹最终剖面图，图(b)为叶尖面裂纹最终剖面图；图10为本专利技术一种实施例的叶背面疲劳裂纹实体剖分模型示意图，其中，图(a)为被剖分实体模型示意图，图(b)为剖分面，图(c)为裂纹面-叶根面间体模型示意图，图(d)为裂纹面-叶尖面间体模型示意图；图11为本专利技术一种实施例的非贯通裂纹实体剖分本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航空发动机叶片裂纹预测方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、获取健康发动机叶片的三维CAD模型和材料参数；步骤2、根据裂纹断口形状确定疲劳裂纹的类型，包括：叶背面疲劳裂纹和叶片前缘疲劳裂纹；步骤3、判读疲劳裂纹的类型是叶背面疲劳裂纹或叶片前缘疲劳裂纹，若为叶背面疲劳裂纹，则执行步骤4，若为叶片前缘疲劳裂纹，则执行步骤5；步骤4、确定叶背面疲劳裂纹的位置、裂纹高度和裂纹深度，对健康发动机叶片的三维CAD模型进行切割和剖分，并执行步骤8；步骤5、判断叶片前缘疲劳裂纹的裂纹形式，包括：非贯通裂纹和贯通裂纹，若为非贯通裂纹，执行步骤6；若为贯通裂纹，执行步骤7；步骤6、确定非贯通裂纹的裂纹位置、裂纹高度和裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8；步骤7、确定贯通裂纹的裂纹位置、叶背面裂纹深度和叶盆面裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8；步骤8、对裂纹叶片进行网格划分，构建出含真实裂纹扩展路径的叶片有限元模型，将裂纹叶片叶根面处施加固支约束，对裂纹叶片进行升速过程中的振动响应分析，获取裂纹叶片在叶盆面上叶尖处尾缘的位移振动响应以及裂纹面上的接触压力时程响应；步骤9、建立健康叶片的有限元模型，将健康叶片叶根面处施加固支约束，对健康叶片进行升速过程中的振动响应分析，获取健康叶片在叶盆面上叶尖处尾缘的位移振动响应；步骤10、将裂纹叶片和健康叶片在升速过程中的位移振动响应进行比较，对比一阶共振处的“错峰”现象、高转速下振动响应的“上飘”现象、升速过程中出现的3阶和2阶超谐共振现象，确定叶片裂纹是否萌发以及严重程度，从而完成叶片裂纹的预测。...

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机叶片裂纹预测方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、获取健康发动机叶片的三维CAD模型和材料参数；步骤2、根据裂纹断口形状确定疲劳裂纹的类型，包括：叶背面疲劳裂纹和叶片前缘疲劳裂纹；步骤3、判读疲劳裂纹的类型是叶背面疲劳裂纹或叶片前缘疲劳裂纹，若为叶背面疲劳裂纹，则执行步骤4，若为叶片前缘疲劳裂纹，则执行步骤5；步骤4、确定叶背面疲劳裂纹的位置、裂纹高度和裂纹深度，对健康发动机叶片的三维CAD模型进行切割和剖分，并执行步骤8；步骤5、判断叶片前缘疲劳裂纹的裂纹形式，包括：非贯通裂纹和贯通裂纹，若为非贯通裂纹，执行步骤6；若为贯通裂纹，执行步骤7；步骤6、确定非贯通裂纹的裂纹位置、裂纹高度和裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8；步骤7、确定贯通裂纹的裂纹位置、叶背面裂纹深度和叶盆面裂纹深度，并对健康叶片的三维CAD模型进行体剖分，并执行步骤8；步骤8、对裂纹叶片进行网格划分，构建出含真实裂纹扩展路径的叶片有限元模型，将裂纹叶片叶根面处施加固支约束，对裂纹叶片进行升速过程中的振动响应分析，获取裂纹叶片在叶盆面上叶尖处尾缘的位移振动响应以及裂纹面上的接触压力时程响应；步骤9、建立健康叶片的有限元模型，将健康叶片叶根面处施加固支约束，对健康叶片进行升速过程中的振动响应分析，获取健康叶片在叶盆面上叶尖处尾缘的位移振动响应；步骤10、将裂纹叶片和健康叶片在升速过程中的位移振动响应进行比较，对比一阶共振处的“错峰”现象、高转速下振动响应的“上飘”现象、升速过程中出现的3阶和2阶超谐共振现象，确定叶片裂纹是否萌发以及严重程度，从而完成叶片裂纹的预测。2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片裂纹预测方法，其特征在于，步骤1所述的材料参数，包括：弹性模量、泊松比和材料密度。3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片裂纹预测方法，其特征在于，步骤4所述的确定叶背面疲劳裂纹的位置、裂纹高度和裂纹深度，对健康发动机叶片的三维CAD模型进行切割和剖分，并执行步骤8；具体步骤如下：步骤4-1、分别确定健康叶片叶盆面上叶根曲线中心点、叶盆面上叶尖曲线中心点、叶背面上叶根曲线中心点和叶背面上叶尖曲线中心点；步骤4-2、在叶盆面上以最...

【专利技术属性】
技术研发人员：马辉，曾劲，张文胜，闻邦椿，
申请(专利权)人：东北大学，
类型：发明
国别省市：辽宁,21