【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机风扇和压气机叶片，具体为一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法。
技术介绍
1、航空发动机在服役过程中不可避免地会吸入砂石、金属碎片、飞鸟等异物，造成风扇和压气机叶片外物损伤（foreign object damage,简称fod）[1, 2]。外物损伤已经成为影响风扇和压气机叶片服役安全的最主要因素。对于尺寸较小的外物损伤缺口，通常采用机械加工（以下简称“机加”）或手工打磨方式进行维修[3]。然而，当前打磨的尺寸主要是基于工程经验的研究，对于新型号叶片也是参照现行的成熟型号的经验，尚缺乏自主科学经验。很多时候都是照抄其他型号，然而两者的叶片的尺寸是不同的。因此，对于损伤缺口的打磨修复尺寸确定，亟需一种可以适用不同型号损伤叶片的打磨维修标准制定的方法。
2、但是目前对于外物损伤叶片的维修标准，仍然是沿用国外发动机叶片维修标准，缺乏对维修标准制定的科学性研究。然而不同型号叶片，其构型、尺寸不一致，统一的维修标准无法保证其修复后疲劳性能等力学性能满足要求或是标准过于严苛造成浪费。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于：为了解决上述提出的问题，提供一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法。
2、本专利技术采用的技术方案如下：一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，所述方法包括以下步骤：
3、s1:设计打磨的缺口形状和尺寸。经调研和仿真计算可知，椭圆状是缺口叶片打磨形状最优方案，因此本方法针对椭圆形状和现行
4、s2:设计和加工模拟叶片，使得其前缘位置与真实叶片保持一致。对其依据步骤一进行打磨并保证宽深比与真实叶片保持一致，形成缺口模拟叶片；
5、s3:评估缺口状模拟叶片的疲劳性能，开展振动疲劳试验，测得a点处疲劳强度；
6、s4:获得打磨尺寸与疲劳性能之间的关系和定量理论模型；
7、s5:设计和加工真实叶片；
8、s6:评估缺口状真实叶片的疲劳性能，基于临界距离理论计算疲劳强度，展振动模态实验研究；
9、s7:与叶片动应力比较，最终确定打磨修复尺寸。
10、在一优选的实施方式中，所述步骤s3中，评估缺口状模拟叶片的疲劳性能的经验公式模型包括利用有限元方法对完整叶片进行振动模态分析和基于peterson模型预测叶片疲劳强度。
11、在一优选的实施方式中，所述利用有限元方法对完整叶片进行振动模态分析的过程中具体包括：
12、采用各向同性弹性材料对缺口叶片进行建模，约束固定端6个面的三个方向位移。采用c3d4（4节点线性四面体）单元对整个结构进行网格划分，并对网格尺度进行收敛性验证，计算得到的mises应力分布情况。
13、在一优选的实施方式中，所述基于peterson模型预测叶片疲劳强度的过程中中具体包括：
14、在abaqus软件中导入完整叶片三维模型，结合完整叶片模态分析结果，在步骤1中得到的各个分区中的前缘位置寻找mises应力最大的点，作为相应区域的前缘危险点。参照现行修理标准在危险点位置处建立基准点，并以此基准点制造椭圆缺口（修复宽度和深度按比例制定）。在abaqus软件中输入材料参数，约束叶片底部夹持端三个方向位移，进行网格划分，并进行收敛性验证，开展振动模态仿真，获得叶片的mises应力分布。
15、叶片缺口处的应力集中系数计算公式为：
16、；
17、式中， σa'_simu_mises和 σb'_simu_mises分别为缺口叶片模态仿真a点处（a处远离缺口。具体位置确定方法：在叶片厚度方向，位于叶背面；在叶片宽度方向，位于靠近正中位置；在叶片长度方向，位于靠近正中的位置）的模态mises应力 σa_simu_mises和b点处（缺口周围mises应力最大处）相应位置处的模态mises应力， σa_仿真和 σb_仿真分别为完整叶片模态仿真a处和b处的模态应力。
18、在工程中，经典peterson模型被广泛应用于各种缺口见的疲劳强度评估。具体表达式如下：
19、；
20、式中， kf为疲劳缺口系数， kt为应力集中系数， ρ为缺口根部曲率半径。基于peterson模型的疲劳极限评估方法如下：用（2）式计算得到疲劳缺口系数 kf后，结合光滑试样的疲劳极限 σ-1，计算得到缺口试件的疲劳极限 σ-1/ kf。
21、对于本方法中的半椭圆缺口，
22、；
23、 ap为材料常数，与强度极限有关[20]：
24、；
25、式中， σu为强度极限。
26、在远离缺口的位置（记为a点）处贴上应变片，监测a点沿叶片长度方向的正应力，采用“步进法”测得该点3×107循环下的疲劳极限 σa'，开展振动疲劳试验，测得a点处疲劳强度。
27、在一优选的实施方式中，测得a点处疲劳强度之后，基于临界距离理论计算疲劳强度，临界距离理论模型流程图如图2所示，其中 rc计算流程如图3所示，具体包括：
28、步骤1：开展完整叶片一阶模态仿真。
29、采用各向同性弹性材料（材料参数包括密度，弹性模量，泊松比）对完整叶片进行建模，约束固定端6个面的三个方向位移。采用c3d4（4节点线性四面体）单元对整个结构进行网格划分，分别对a、b两处网格尺度进行收敛性验证。分析其一阶模态，并输出a点的模态mises应力 σa_simu_mises和b点的模态mises应力 σb_simu_mises（结合缺口叶片危险点位置插值求得）。
30、步骤2：开展缺口叶片一阶模态仿真。
31、采用各向同性弹性材料（材料参数包括密度，弹性模量，泊松比）对完整叶片进行建模，约束固定端6个面的三个方向位移。采用c3d4（4节点线性四面体）单元对整个结构进行网格划分，分别对a、b两处网格尺度进行收敛性验证。分析其一阶模态，计算得到a点沿叶片长度方向的正应力 σa'_simu以及b点周围各单元的节点位置坐标、单元体积和主应力。
32、本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述步骤S3中，评估缺口状模拟叶片的疲劳性能的经验公式模型包括利用有限元方法对完整叶片进行振动模态分析和基于Peterson模型预测叶片疲劳强度。
3.如权利要求2所述的一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述利用有限元方法对完整叶片进行振动模态分析的过程中具体包括：
4.如权利要求2所述的一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述基于Peterson模型预测叶片疲劳强度的过程中中具体包括：
5.如权利要求4所述的一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：测得A点处疲劳强度之后，基于临界距离理论计算疲劳强度，具体包括：
6.如权利要求5所述的一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述步骤3中，具体包括：
【技术特征摘要】
1.一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述步骤s3中，评估缺口状模拟叶片的疲劳性能的经验公式模型包括利用有限元方法对完整叶片进行振动模态分析和基于peterson模型预测叶片疲劳强度。
3.如权利要求2所述的一种基于疲劳评估的修复叶片打磨几何尺寸设计方法，其特征在于：所述利用有限元方法对完整叶片进行振动模态...
【专利技术属性】
技术研发人员：李斌，尚一博，周留成，王晨，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：
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