[发明专利]一种航空发动机叶片裂纹预测方法

摘要

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。

主权项

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：/n步骤1、获取健康发动机叶片的三维CAD模型和材料参数；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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。/n