(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210885328.0 (22)申请日 2022.07.26 (71)申请人 中国航发沈阳发动机 研究所 地址 110015 辽宁省沈阳市沈河区万 莲路1 号 (72)发明人 张海洋　郭勇　丛佩红　陈育志　 程荣辉　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 王伟立 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 119/02(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤 能力评估方法 (57)摘要 本申请提供了一种航空发动机风扇或压气 机叶片抗外物损伤能力评估方法， 包括： 获得所 有测到的共振振型下叶片前缘所有节点的振动 应力及所有测到的共振振型对应转速下叶片前 缘所有节 点的静应力； 获得风扇或压气机叶片光 滑试样、 缺口试样在预定循环数的疲劳强度， 结 合完好的风扇或压气机叶片在预定循环数的疲 劳强度， 得到缺口风扇或压气机叶片在预定循环 数下的疲劳强度； 根据上述振动应力、 静应力及 缺口风扇或压气机叶片预定循环数下的疲劳强 度， 得到所有测到的共振振型下前缘所有节点的 动强度储备系数； 通过评价所有测到的共振振型 下叶片前缘所有节点的动强度储备系数评估叶 片抗外物损伤能力。 权利要求书1页 说明书3页 附图1页 CN 115391929 A 2022.11.25 CN 115391929 A 1.一种航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法， 其特征在于， 所述方 法包括： 根据叶片振动应力测量结果得到所有测到的振动应力对应的共振振型， 并获得所有测 到的共振振型下前缘所有节点的振动应力及所有测到的共振振型对应转速下叶片前缘所 有节点的静应力； 获得风扇或压气机 叶片光滑试样、 缺口试样在预定循环数的疲劳强度， 结合完好的风 扇或压气 机叶片在预定循环数的疲劳强度， 得到缺口风扇或压气 机叶片在预定循环数下的 疲劳强度； 根据所有测到的共振振型下叶片前缘所有节点的振动应力、 所有测到的共振振型对应 转速下叶片 前缘所有节点的静应力SJ及缺口风扇或压气机叶片 预定循环数下的疲劳强度， 得到所有测到的共 振振型下前缘所有节点的动强度储备系数； 通过评价所有测到的共振振型下叶片前缘所有节点的动强度储备系数评估叶片抗外 物损伤能力。 2.如权利要求1所述的航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法， 其特 征在于， 共振振型下前缘所有节点的振动应力与共振振型对应转速下叶片前缘所有节点的 静应力采用相同的有限元模型进行计算。 3.如权利要求1所述的航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法， 其特 征在于， 所述 缺口风扇或压气机叶片在预定循环数 下的疲劳强度S缺 口为： 式中， S光滑‑标准为风扇或压气机叶片光滑试样在预定循环数的疲劳强度， S缺 口‑标准为风扇或压气机叶片缺口试样在预定循环数的疲劳强度； S光滑为完好的风扇或压气机叶片在预定循环数的疲劳强度。 4.如权利要求3所述的航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法， 其特 征在于， 所述所有测到的共 振振型下前缘所有节点的动强度储备系数n缺为： 式中， S极 限为叶片材 料的极限强度； SZ为所有测到的共 振振型下前缘所有节点的振动应力； SJ为所有测到的共 振振型对应转速下叶片前缘所有节点的静应力。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115391929 A 2航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方 法 技术领域 [0001]本申请属于航空发动机技术领域， 特别涉及一种航空发动机风扇或  压气机叶片 抗外物损伤能力评估方法。 背景技术 [0002]航空发动机在使用过程中——特别是在飞机起飞阶段， 不可避免的  会吸入砂石、 小金属等小 型硬外物， 吸入过程中砂 石、 小金属等外物会  与发动机风扇或压气 机叶片发生 碰撞， 导致叶片出现损伤， 这种小型硬  物撞击导致的损伤称为 “外物损伤 ”(Foreign   Object Damage， 简称FOD)。  风扇或压气机叶片被小型硬外物撞击出现外物损伤后， 不会立 刻被发现，  而需要继续工作一段时间直至外物损伤被检测和处理。 在这段时间内，  叶片不 能出现断裂， 影响发动机工作安全， 根据相关标准规定， 发动机  风扇或压气机叶片必须具 备一定的抗外物损伤能力， 在叶片出现一定尺  寸的外物损伤后， 能够持续安全工作一段时 间， 并且规定航空发动机定  型使用前， 必须完成叶片抗外物损伤 能力的试验验证。 因此在 发动机设  计过程中， 风扇或压气机叶片设计初期， 必须开展风扇或压气机叶片的  抗外物 损伤能力评估。 [0003]针对风扇或压气机叶片的抗外物损伤能力评估问题， 现有技术的中  国专利 CN109815521A提出了一种航空发动机叶片抗FOD能力的评估 方 法， 该方法通过模拟叶片数 值模型进行外物损伤的冲击动力学仿真， 得  到缺口宏观特征与外物类型、 冲击速度、 冲击 角度之间的关系， 并以此  数据为依据确定外物损伤试验条件， 利用空气 炮对模拟叶片进 行 外模拟 物损伤试验， 观察冲击缺口的宏观微观特征； 以叶片前缘危险位置工作  载荷下的 静应力与动应力作为高周疲劳试验的初始静载与动载， 对损伤  后的模拟叶片进行高周疲 劳试验， 通过步进法得到叶片的高周疲劳强度，  根据高周疲劳试验结果评估叶片抗FOD能 力； 对少数的真实叶片进 行模 拟外物损伤及高周疲劳试验得到其高周疲劳强度， 以验证模 拟叶片与真  实叶片试验结果的符合 性。 [0004]然而， 该方法需要设计模拟叶片， 开展损伤模拟叶片与真实叶片疲  劳试验， 试验 过程复杂、 成本高、 周期长， 不适合风扇或压气机叶片设  计初期开展疲劳强度评估。 此外， 该技术方案主 要用于确定叶片的剩余  疲劳强度， 未明确如何评估叶片的抗外物损伤能力。 发明内容 [0005]本申请的目的是提供了一种航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损  伤能力评估 方法， 以解决或减轻背景技 术中的至少一个问题。 [0006]本申请的技术方案是： 一种航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损  伤能力评估 方法， 所述方法包括： [0007]根据叶片振动应力测量结果得到所有测到 的振动应力对应的共振振  型， 并获得 所有测到的共振振型下前缘所有节点的振动应力及所有测到  的共振振型对应转速下叶片 前缘所有节点的静应力；说　明　书 1/3 页 3 CN 115391929 A 3