[发明专利]一种航空发动机叶片裂纹预测方法

说明书

本发明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。

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机叶片裂纹预测方法。

背景技术

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。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明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。