CN110006636A - 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法 - Google Patents

一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110006636A
CN110006636A CN201910197262.4A CN201910197262A CN110006636A CN 110006636 A CN110006636 A CN 110006636A CN 201910197262 A CN201910197262 A CN 201910197262A CN 110006636 A CN110006636 A CN 110006636A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
simulation
leading edge
fod
width
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201910197262.4A
Other languages
English (en)
Inventor
赵振华
王凌峰
陈伟
罗刚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201910197262.4A priority Critical patent/CN110006636A/zh
Publication of CN110006636A publication Critical patent/CN110006636A/zh
Priority to PCT/CN2020/077925 priority patent/WO2020187038A1/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M13/00—Testing of machine parts
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
    • G01M7/08—Shock-testing

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明公开了一种FOD用弯曲疲劳试验件及其设计方法，该FOD用弯曲疲劳试验件包括夹持端及模拟叶片。其中，夹持端能满足在FOD模拟试验和弯曲疲劳试验时有效夹持，避免试验件因松动影响试验结果；模拟叶片能模拟真实叶片特征位置前缘的形状，并把叶片前缘适当弯曲，有效避免因弯曲中性层导致的弯曲应力小问题。

Description

一种FOD用弯曲疲劳试验件及其设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器发动机叶片模拟试验技术领域。
背景技术
飞机在跑道或航母甲板起降过程中，高转速运行的航空发动机常会吸入石子、砂砾、螺栓、金属碎片等硬物，这些异物进入发动机时与压气机叶片的相对速度可达100m/s-350m/s，会对前几级压气机叶片尤其是叶片的前缘造成严重的冲击损伤损伤。现有技术中，将金属、砂石等坚硬物体撞击发动机带来的损伤称作“外物损伤”(简称FOD，ForeignObject Damage)。
现有技术中，用于FOD试验与高周疲劳试验的平板模拟叶片试验件几乎均存在如下问题：试验件整体为平板设计，分为不带前缘与带前缘两类，前者用于材料的疲劳性能试验，后者可表现前缘特征对试验件疲劳性能的影响，但由于其平板的形状，都是使用拉伸试验机进行拉压高周疲劳试验。高周疲劳试验是揭示FOD叶片疲劳性能的重要研究内容。拉压高周疲劳试验只能研究离心载荷对发动机叶片疲劳强度的影响，无法表现振动载荷的影响。发动机叶片在实际工作中受到离心载荷与振动载荷的复合作用，因此需要开展对发动机叶片弯曲疲劳性能的研究，这就必须要发明能够满足弯曲疲劳试验要求的试验件，即要求模拟叶片既能表现真实叶片特征位置前缘的形状，又要求模拟叶片能避免弯曲振动时应力不足的问题。
使用真实发动机叶片进行FOD试验及高周弯曲疲劳试验是针对该型号叶片最为准确的研究方法，但外物损伤试验是破坏性试验，试验件受损后将无法恢复到试验前状态，因此每进行一次试验就需要报废一件真实叶片试验件，试验成本极其高昂。这使得无法进行大规模FOD试验及高周弯曲疲劳试验，获得的试验数据量有限，无法满足疲劳性能研究所需。
发明内容
发明目的：本发明提供了一种FOD用弯曲疲劳试验件，能够模拟真实叶片前缘特征并有效避免弯曲振动应力低问题。
本发明同时提供了上述FOD用弯曲疲劳试验件的设计方法。
技术方案：为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案。
一种FOD用弯曲疲劳试验件，包括夹持端及模拟叶片，模拟叶片的后端与夹持端连接；所述模拟叶片具有上表面、下表面及两个侧面；且上表面、下表面及两个侧面与夹持端连接处具有圆弧过渡；所述模拟叶片的前端为机翼前缘结构，且该机翼前缘结构包括平板段及自平板段两端弯折翘曲的两个前缘，且前缘与平板段的连接处为圆弧过渡；两个前缘在平板段两侧呈对称设置。
进一步的，所述夹持端仅设置一个。
进一步的，夹持端的厚度大于六倍平板段厚度。
进一步的，模拟叶片长度置为模拟叶片宽度的1.5倍。
进一步的，模拟叶片平板段宽度为前缘宽度的三倍。
有益效果：本发明提供的FOD用弯曲疲劳试验件能模拟真实叶片前缘特征并有效避免弯曲振动应力低问题。其中，夹持端能满足在FOD模拟试验和弯曲疲劳试验时有效夹持，避免试验件因松动影响试验结果；模拟叶片能模拟真实叶片特征位置前缘的形状，并把叶片前缘适当弯曲，有效避免因弯曲中性层导致的弯曲应力小问题。
本发明提供的上述FOD用弯曲疲劳试验件的设计方法，可采用以下技术方案：
根据真实叶片的三维模型进行有限元仿真，得到前缘的危险位置，从模型中获得危险位置的截面尺寸，从中提取前缘半径和前缘夹角，叶身厚度稳定时的尺寸作为模拟叶片平板段厚度，以及从前缘到叶身厚度稳定位置的长度，作为前缘背面宽度和前缘正面宽度；
模拟叶片平板段宽度为前缘宽度的三倍；
模拟叶片前缘弯曲角设置为20°；
模拟叶片平板段过度半径与前缘宽度数值相等，加工时倒圆角；
模拟叶片长度设置为模拟叶片宽度的1.5倍；
过渡段拔模角设置为5°，过渡段长度设置为模拟叶片长度的三分之一；
夹持端尺寸由模拟叶片轮廓尺寸决定，夹持端厚度大于六倍平板段厚度。
附图说明
图1为试验件主视图。
图2为试验件左视图。
图3为图1中A-A方向剖视图。
其中标号的说明如下：
1—夹持端宽度；2—夹持端长度；3—夹持端厚度；4—过渡段长度；5—过渡段拔模角；6—过度圆角；7—模拟叶片宽度；8—模拟叶片长度；9—模拟叶片前缘半径；10—模拟叶片前缘夹角；11—模拟叶片前缘弯曲角；12—模拟叶片平板段过度半径；13—模拟叶片平板段厚度；14—模拟叶片平板段背面宽度；15—模拟叶片平板段正面宽度；16—模拟叶片前缘背面宽度；17—模拟叶片前缘正面宽度；100—模拟叶片；200—夹持端；101—平板段；102—前缘。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
请参阅图1至图3所示，本发明公开了一种FOD用弯曲疲劳试验件，包括夹持端200及模拟叶片100，模拟叶片100的后端与夹持端200连接；所述模拟叶片具有上表面、下表面及两个侧面；且上表面、下表面及两个侧面与夹持端连接处具有圆弧过渡；所述模拟叶片的前端为机翼前缘结构，且该机翼前缘结构包括平板段101及自平板段101两端弯折翘曲的两个前缘102，且前缘102与平板段101的连接处为圆弧过渡；两个前缘102在平板段两侧呈对称设置。
本实施方式中，夹持端200仅设置一个，且为长方体结构，与模拟叶片材料相同，夹持端200与模拟叶片100之间用圆弧结构平滑过渡，避免应力集中。模拟叶片部分采用机翼前缘设计，前缘尺寸参数与真实叶片特征位置处相同。对前缘部分整体作弯曲处理，使得模拟叶片不是简单的平板型，而是两边翘曲中间平板的结构形状，能够有效避免由于弯曲中性层原理而导致弯曲振动应力小的问题。试验件采用整体切削加工方式，加工完成后对表面进行抛光处理，消除微裂纹与毛刺
而本发明同时提供上述FOD用弯曲疲劳试验件的设计方法：
根据真实叶片的三维模型进行有限元仿真，得到前缘的危险位置，从模型中获得危险位置的截面尺寸，从中提取前缘半径9和前缘夹角10，叶身厚度稳定时的尺寸作为模拟叶片平板段厚度13，以及从前缘到叶身厚度稳定位置的长度，作为前缘背面宽度16和前缘正面宽度17；
模拟叶片平板段宽度为前缘宽度的三倍；
模拟叶片前缘弯曲角11设置为20°，可以有效提高前缘弯曲振动应力；
模拟叶片平板段过度半径12与前缘宽度数值相等，加工时倒圆角；
模拟叶片长度8设置为模拟叶片宽度的1.5倍；
过渡段拔模角5设置为5°，过渡段长度4设置为模拟叶片长度8的三分之一，过度圆角6起消除应力集中作用，按需设置即可；
夹持端尺寸由模拟叶片轮廓尺寸决定，夹持端厚度3大于六倍平板段厚度13，以提供夹具定位的空间。
本发明的FOD用弯曲疲劳试验件设计方法的优点和积极效果主要体现在：
1、FOD用弯曲疲劳试验件可以满足FOD试验与弯曲疲劳试验的需求，拓宽了FOD叶片疲劳性能的研究领域，对于工程上的应用具有重要意义，对于真实叶片受FOD后的疲劳寿命预测的研究具有推动价值。
2、FOD用弯曲疲劳试验件尺寸由真实叶片危险截面的尺寸决定，一般不会很大，加工方便，试验件生产周期短、生产费用低、用料少；
3、FOD用弯曲疲劳试验件试验需要场地小，试验费用低，试验周期短。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出在不脱离本发明的构思前提下，还可以做出若干推演或替代，这些推演或替代都应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种FOD用弯曲疲劳试验件，其特征在于：包括夹持端及模拟叶片，模拟叶片的后端与夹持端连接；所述模拟叶片具有上表面、下表面及两个侧面；且上表面、下表面及两个侧面与夹持端连接处具有圆弧过渡；所述模拟叶片的前端为机翼前缘结构，且该机翼前缘结构包括平板段及自平板段两端弯折翘曲的两个前缘，且前缘与平板段的连接处为圆弧过渡；两个前缘在平板段两侧呈对称设置。
2.根据权利要求1所述的FOD用弯曲疲劳试验件，其特征在于：所述夹持端仅设置一个。
3.根据权利要求2所述的FOD用弯曲疲劳试验件，其特征在于：夹持端的厚度大于六倍平板段厚度。
4.根据权利要求1所述的FOD用弯曲疲劳试验件，其特征在于：模拟叶片长度置为模拟叶片宽度的1.5倍。
5.根据权利要求1所述的FOD用弯曲疲劳试验件，其特征在于：模拟叶片平板段宽度为前缘宽度的三倍。
6.一种对权利要求1所述的FOD用弯曲疲劳试验件的设计方法，其特征在于：
根据真实叶片的三维模型进行有限元仿真，得到前缘的危险位置，从模型中获得危险位置的截面尺寸，从中提取前缘半径(9)和前缘夹角(10)，叶身厚度稳定时的尺寸作为模拟叶片平板段厚度(13)，以及从前缘到叶身厚度稳定位置的长度，作为前缘背面宽度(16)和前缘正面宽度(17)；
模拟叶片平板段宽度为前缘宽度的三倍；
模拟叶片前缘弯曲角(11)设置为20°；
模拟叶片平板段过度半径(12)与前缘宽度数值相等，加工时倒圆角；
模拟叶片长度(8)设置为模拟叶片宽度的1.5倍；
过渡段拔模角(5)设置为5°，过渡段长度(4)设置为模拟叶片长度(8)的三分之一；
夹持端尺寸由模拟叶片轮廓尺寸决定，夹持端厚度(3)大于六倍平板段厚度(13)。
CN201910197262.4A 2019-03-15 2019-03-15 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法 Pending CN110006636A (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910197262.4A CN110006636A (zh) 2019-03-15 2019-03-15 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法
PCT/CN2020/077925 WO2020187038A1 (zh) 2019-03-15 2020-03-05 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910197262.4A CN110006636A (zh) 2019-03-15 2019-03-15 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN110006636A true CN110006636A (zh) 2019-07-12

Family

ID=67167156

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910197262.4A Pending CN110006636A (zh) 2019-03-15 2019-03-15 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN110006636A (zh)
WO (1) WO2020187038A1 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111695286A (zh) * 2020-06-22 2020-09-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法
WO2020187038A1 (zh) * 2019-03-15 2020-09-24 南京航空航天大学 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法
CN112197922A (zh) * 2020-08-25 2021-01-08 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法
CN112748008A (zh) * 2020-12-29 2021-05-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种工字梁拉伸疲劳试验件及拉伸疲劳试验方法
CN112881197A (zh) * 2021-01-15 2021-06-01 北京航空航天大学 一种叶片前缘高周疲劳模拟件及设计方法
CN113495002A (zh) * 2020-04-03 2021-10-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080155802A1 (en) * 2006-12-30 2008-07-03 General Electric Company Method and apparatus for increasing fatigue notch capability of airfoils
CN104062104A (zh) * 2013-03-19 2014-09-24 徐可君 航空发动机压气机叶片疲劳循环试验装置
CN104062105A (zh) * 2013-03-19 2014-09-24 徐可君 航空发动机高压压气机一级盘疲劳循环试验装置
CN107084844A (zh) * 2017-04-19 2017-08-22 西北工业大学 一种叶片结构模拟件的试验方法
CN207019856U (zh) * 2017-06-20 2018-02-16 青岛苏试海测检测技术有限公司 一种用于发动机叶片疲劳试验装置
CN108491570A (zh) * 2018-02-08 2018-09-04 南京航空航天大学 一种spfdb三层板空心夹芯结构弯曲疲劳寿命预测方法
CN108693030A (zh) * 2018-04-10 2018-10-23 南京航空航天大学 Fod缺口型损伤的疲劳性能预测方法
CN108765565A (zh) * 2018-04-10 2018-11-06 南京航空航天大学 一种fod损伤的三维实体建模方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8439645B2 (en) * 2010-03-30 2013-05-14 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade airfoil profile
CN105067791B (zh) * 2015-08-06 2016-08-17 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种模拟高温合金超高周疲劳损伤的方法
CN110006636A (zh) * 2019-03-15 2019-07-12 南京航空航天大学 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080155802A1 (en) * 2006-12-30 2008-07-03 General Electric Company Method and apparatus for increasing fatigue notch capability of airfoils
CN101254583A (zh) * 2006-12-30 2008-09-03 通用电气公司 用于提高翼型件疲劳凹口性能的设备及方法
CN104062104A (zh) * 2013-03-19 2014-09-24 徐可君 航空发动机压气机叶片疲劳循环试验装置
CN104062105A (zh) * 2013-03-19 2014-09-24 徐可君 航空发动机高压压气机一级盘疲劳循环试验装置
CN107084844A (zh) * 2017-04-19 2017-08-22 西北工业大学 一种叶片结构模拟件的试验方法
CN207019856U (zh) * 2017-06-20 2018-02-16 青岛苏试海测检测技术有限公司 一种用于发动机叶片疲劳试验装置
CN108491570A (zh) * 2018-02-08 2018-09-04 南京航空航天大学 一种spfdb三层板空心夹芯结构弯曲疲劳寿命预测方法
CN108693030A (zh) * 2018-04-10 2018-10-23 南京航空航天大学 Fod缺口型损伤的疲劳性能预测方法
CN108765565A (zh) * 2018-04-10 2018-11-06 南京航空航天大学 一种fod损伤的三维实体建模方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王凌峰: "外物损伤对不锈钢叶片高周疲劳性能的影响", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020187038A1 (zh) * 2019-03-15 2020-09-24 南京航空航天大学 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法
CN113495002A (zh) * 2020-04-03 2021-10-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置
CN113495002B (zh) * 2020-04-03 2023-01-06 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机非全环风扇叶片的旋转冲击试验装置
CN111695286A (zh) * 2020-06-22 2020-09-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法
CN112197922A (zh) * 2020-08-25 2021-01-08 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法
CN112748008A (zh) * 2020-12-29 2021-05-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种工字梁拉伸疲劳试验件及拉伸疲劳试验方法
CN112881197A (zh) * 2021-01-15 2021-06-01 北京航空航天大学 一种叶片前缘高周疲劳模拟件及设计方法
CN112881197B (zh) * 2021-01-15 2022-05-03 北京航空航天大学 一种叶片前缘高周疲劳模拟件及设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
WO2020187038A1 (zh) 2020-09-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110006636A (zh) 一种fod用弯曲疲劳试验件及其设计方法
CN103769958B (zh) 一种超声振动平台
Dong et al. Formation mechanism and modelling of exit edge-chipping during ultrasonic vibration grinding of deep-small holes of microcrystalline-mica ceramics
CN105351248A (zh) 一种风扇用高性能翼型
CN106908316B (zh) 一种变尺寸等厚度复合材料板件低速冲击试验夹具
CN202485892U (zh) 一种颤振风洞试验模型舵面操纵刚度模拟装置
CN207839936U (zh) 一种捆扎用铁丝连续式剪切折弯一体机
CN205852561U (zh) 切割砂轮
Biollo et al. State-of-art of transonic axial compressors
CN103256251A (zh) 一组风扇用变曲率弧形等厚板翼型
CN113446261B (zh) 一种超声速吸附式压气机串列静子叶片
CN209394520U (zh) 一种用于喷砂机体内部的工件安装架
CN205765198U (zh) 机械臂
CN204135135U (zh) 一种钣金件扭弯夹具
CN106762819B (zh) 一种适用于宽工况运行的离心压缩机叶轮
CN207255912U (zh) 砂带磨削机构
CN207108412U (zh) 一种保护型电缆盖板掀起器
CN206010797U (zh) 一种工件自动夹持治具
EP1375340A3 (en) Spanwise tailoring of divergent trailing edge wings
CN204295047U (zh) 一种报废汽车拆解用电磁液压剪
CN214749371U (zh) 一种低速冲击碳纤维复合材料梁夹具
Xie et al. Foreign object damage simulation of aero-engine blade
CN203197270U (zh) 用于加工汽车底盘活塞孔的刀具
CN112903426A (zh) 一种低速冲击碳纤维复合材料梁夹具
CN204621227U (zh) 电动丝磨锯

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20190712