[发明专利]一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法

权利要求书

1.一种航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：包括以下步骤：

（1）构建光滑叶片模型，并基于该光滑叶片模型构建缺口型损伤叶片维修区域的缺口型硬物损伤模型，得到缺口型硬物损伤叶片模型；

（2）工作转速下，对光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型进行前6阶模态分析；

（3）确定各阶模态下缺口为最大危险位置时的应力分布梯度，并记录任意相同点的振幅位移；

（4）基于临界距离理论，计算光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的疲劳强度；

（5）计算疲劳强度的下降程度，绘制其关于缺口深度的关系曲线；

（6）取疲劳强度下降程度40%作为可修准则判断该损伤叶片是否可修。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤（1）中，在缺口模型建立时选取维修缺口区域的底部半径及深度作为特征参数。

3.根据权利要求2所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤（1）中，维修缺口区域的底部半径R与深度D 之间的关系为R=5D、R=7D、R=15D或R=20D。

4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤（2）中，对工作转速下的光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的6阶模态分析，该过程将共振状态作为一个危险状态，先进行稳态分析，再进行模态求解，叶片加载为位移约束及转速。

5.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤（3）中，确定各阶模态下缺口为最大危险位置时的应力分布梯度，并记录任意相同点的振幅A，在6阶模态分析后，观察其各阶的应力分析，在缺口为最大危险位置时，记录其应力分布梯度，并记录同一点的振幅位移，用于应力分布梯度曲线的一个单位化，并作为疲劳强度的表征参数。

6.根据权利要求1所述的航空发动机叶片FOD允修极限确定方法，其特征在于：所述步骤（4）和（5）中，基于临界距离理论，计算光滑叶片模型及缺口型硬物损伤叶片模型的疲劳强度，并得到疲劳强度下降程度关于缺口深度的关系曲线，以疲劳强度下降程度40%作为维修极限，用以判断维修后叶片是否能够使用；

其中，疲劳强度下降程度的计算公式为：

。