航空发动机叶片抗冲击试验方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机叶片抗冲击试验方法。航空发动机叶片抗冲击试验方法包括如下步骤确定冲击模型，冲击模型包括试验叶片、分别设置于试验叶片两端的惯性质量块和软体，惯性质量块具有用于夹持试验叶片端部的条形槽且自由设置；确定冲击模型的初始模型参数，初始模型参数包括软体质量、软体长度、软体直径、软体密度、软体速度、试验叶片尺寸、惯性质量块的质量和约束宽度；在初始模型参数下对冲击模型进行仿真模拟，并根据仿真模拟的结果对模型参数进行调整。本发明专利技术的软体冲击过程中试件两端固定的质量块可以有旋转的自由度，在软体冲击过程中由于惯性约束两端的惯性质量块的位移几乎没有变化。块的位移几乎没有变化。块的位移几乎没有变化。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机叶片抗冲击试验方法


[0001]本专利技术涉及复合材料试验
，特别涉及一种航空发动机叶片抗冲击试验方法。

技术介绍

[0002]由于复合材料其优异的特性以及其制件成型方便、成本较低等明显优势，复合材料已经成为航空发动机设计与制造所青睐的高性能冷端部件的重要材料且被广泛地应用在大涵道比涡扇发动机和小涵道比涡扇发动机的外涵机匣、转子叶片、静子叶片、包容机匣以及发动机短舱和反推力装置等部件上。
[0003]评估复合材料叶片性能的一个重要指标是其抗外物冲击性能。航空发动机在飞机起飞、降落或低空飞行过程中靠近地面运行，很有可能吸入各种外来物，吸入的外物将会首先与高速旋转的风扇叶片发生撞击，严重影响航空发动机的正常工作，甚至会威胁飞行人员的生命安全。一般将外来物分为硬体和软体两类，砂石、螺钉属于硬体，飞鸟、冰块属于软体。由外来物对发动机流路部件(主要是风扇和前几级压气机叶片)造成的冲击损伤一般被称为外物冲击损伤(Foreign Object Damage,FOD)。风扇叶片抵抗外物冲击的能力直接关系着发动机的运行安全，因此，应用在航空发动机风扇叶片上的复合材料必须具备良好的抗冲击性能。
[0004]目前国内外最常用的复合材料抗冲击性能试验方法就是打靶试验，使用圆球或圆柱形软体作为冲击物以一定的速度和角度冲击复合材料样件，研究复合材料的抗冲击能力和冲击失效模式，但这种方法通常是将试验叶片水平夹持在试件固持装置上，由于试验叶片是通过螺栓固定在框架上，试验叶片在试验过程中既无法调节试验叶片的夹持角度，也无法控制冲击物撞击到试验叶片上的撞击角度，同时试验叶片的的夹持部还容易产生应力集中，导致试验叶片发生不希望的破坏模式；另外，尽管复合材料叶片在实际撞击工况时必然会受到离心力，但由于试验过程中试验叶片是水平夹持，因此在试验过程中无法同时考虑离心力对试验叶片的影响。
[0005]航空发动机的风扇叶片在软体冲击下软体滑过前缘和尾缘的瞬时分别产生高达1.5
×
106和5.2
×
105的加速度。在此高加速度下，风扇叶片软体冲击的动力学相应体现出很强的周边质量惯性约束的局部响应特点。根据叶片前缘和尾缘在软体冲击下的惯性约束局部响应特点可以设计元件级试验方案对前缘和尾缘的铺层、机织和加强边结构设计进行验证。

技术实现思路

[0006]本专利技术提供一种航空发动机叶片抗冲击试验方法，包括如下步骤：
[0007]确定冲击模型，冲击模型包括试验叶片、分别设置于试验叶片两端的惯性质量块和软体，惯性质量块具有用于夹持试验叶片端部的条形槽且自由设置；
[0008]确定冲击模型的初始模型参数，初始模型参数包括软体质量、软体长度、软体直
径、软体密度、软体速度、试验叶片尺寸、惯性质量块的质量和约束宽度；和
[0009]在初始模型参数下对冲击模型进行仿真模拟，并根据仿真模拟的结果对模型参数进行调整。
[0010]在一些实施例中，在初始模型参数下对冲击模型进行仿真模拟包括：在同样的软体速度下，利用多个不同软体质量的软体对试验叶片进行抗冲击试验的仿真模拟以获取不同软体质量对冲击响应的影响。
[0011]在一些实施例中，利用多个不同软体长度的软体。
[0012]在一些实施例中，在初始模型参数下对冲击模型进行仿真模拟包括：在多个不同软体速度下对试验叶片进行抗冲击试验的仿真模拟以获取不同软体速度对试验叶片应变的影响。
[0013]在一些实施例中，在初始模型参数下对冲击模型进行仿真模拟包括：在多个不同质量的惯性质量块的约束下对试验叶片进行抗冲击试验的仿真模拟以获取不同惯性约束质量对冲击响应的影响。
[0014]在一些实施例中，在多个软体的不同入射角下对试验叶片进行抗冲击试验的仿真模拟以获取不同入射角对冲击响应的影响。
[0015]在一些实施例中，试验方法还包括根据仿真模拟的结果对冲击模型进行改进。
[0016]在一些实施例中，惯性质量块包括相对设置的两个夹持片，两个夹持片之间的间隙之间夹持试验叶片，根据仿真模拟的结果对冲击模型进行改进包括：在夹持片与试验叶片之间设置有垫片。
[0017]在一些实施例中，垫片为橡胶垫片。
[0018]基于本专利技术提供的航空发动机叶片抗冲击试验方法，通过在试验叶片两端夹持自由态的惯性质量块实现软体冲击过程中的惯性约束，在本专利技术的软体冲击过程中试件两端固定的质量块可以有旋转的自由度，但在软体冲击过程中由于惯性约束两端的惯性质量块的位移几乎没有变化。两端质量约束直到软体冲击结束后才开始移动，试件在自身刚度的影响和质量块的惯性作用下发生类似发动机叶片在软体冲击下的弹性回弹变形和反复弯折的动态响应。而且本专利技术的试验方法经过反复仿真模拟，对模型参数进行反复改进，以使得惯性质量块不再发生冲击中的弯扭变形，只发生刚性转动，几乎不发生夹具的位移响应。
[0019]通过以下参照附图对本专利技术的示例性实施例的详细描述，本专利技术的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
[0020]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0021]图1为本专利技术实施例的试验方法的流程示意图；
[0022]图2为本专利技术实施例的叶片抗冲击试验的冲击模型的结构示意图；
[0023]图3为本专利技术实施例的软体质量变化影响的仿真结果示意图；
[0024]图4为本专利技术实施例的软体速度对冲击量最大应变影响的仿真结果示意图；
[0025]图5为惯性约束质量块长度对冲击应变影响的仿真结果示意图；
[0026]图6为软体入射角对冲击应变影响的仿真结果示意图；
[0027]图7为在冲击仿真中试件变形与惯性约束质量块的姿态变化过程；
[0028]图8为在冲击仿真中惯性约束质量块的位移变化过程。
具体实施方式
[0029]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0030]除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本专利技术的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机叶片抗冲击试验方法，其特征在于，包括如下步骤：确定冲击模型，所述冲击模型包括试验叶片(2)、分别设置于所述试验叶片(2)两端的惯性质量块(3)和软体(4)，所述惯性质量块(3)具有用于夹持所述试验叶片(2)端部的条形槽且自由设置；确定所述冲击模型的初始模型参数，所述初始模型参数包括软体质量、软体长度、软体直径、软体密度、软体速度、试验叶片尺寸、惯性质量块的质量和约束宽度；和在所述初始模型参数下对所述冲击模型进行仿真模拟，并根据仿真模拟的结果对模型参数进行调整。2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片抗冲击试验方法，其特征在于，在所述初始模型参数下对所述冲击模型进行仿真模拟包括：在同样的软体速度下，利用多个不同软体质量的软体对所述试验叶片进行抗冲击试验的仿真模拟以获取不同软体质量对冲击响应的影响。3.根据权利要求2所述的航空发动机叶片抗冲击试验方法，其特征在于，利用多个不同软体长度的软体。4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片抗冲击试验方法，其特征在于，在所述初始模型参数下对所述冲击模型进行仿真模拟包括：在多个不...

【专利技术属性】
技术研发人员：张婷，李向前，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：