(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 202210887054.9 (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　曹航　杜少辉　蔚夺魁　 肇启文　 (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 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 119/18(2020.01) (54)发明名称 一种三维机械加工外物损伤缺口形貌及其 尺寸确定方法 (57)摘要 本申请提供了一种三维机械加工外物损伤 缺口形貌及其尺寸确定方法， 所述损伤缺口形貌 包括包含5个尺寸和2 个加工基准， 其中， 5个尺寸 分别为缺口径向高度H、 缺口方向角θ、 缺口角度 α、 缺口深度h和缺口内倒角半径R， 2 个加工基准 分别为径向基准A、 轴向基准B。 通过对各尺寸进 行确定， 可得到直接应用于机械加工的外物损伤 缺口形貌， 缺口信息全面， 技术实用性强， 且只需 要开展少量轮次的三维结构建模、 网格划分和有 限元模态分析， 过程非常简单， 且周期短、 成本 低、 效率高。 权利要求书1页 说明书4页 附图4页 CN 115146393 A 2022.10.04 CN 115146393 A 1.一种三维机械加工外物损伤缺口形貌， 其特征在于， 所述损伤缺口形貌包括包含5个 尺寸和2个加工基准， 其中， 5个尺寸分别为缺口径向高度H、 缺口方向角 θ、 缺口角度α、 缺口 深度h和缺口内倒角半径R， 2个加工基准分别为径向基准A、 轴向基准B。 2.一种如权利要求1所述的三维机械加工外物损伤缺口形貌的尺寸确定方法， 其特征 在于， 包括： S1、 初步确定前缘相对 振动应力的最大位置； S2、 在步骤S1中初步确定的前缘相对振动应力最大位置处进行网格细化， 再次确定前 缘相对振动应力最大位置及其对应的节点； S3、 以叶片榫头底部A为基准， 以叶片榫头底部法向为坐标方向， 量取榫头底面到所述 前缘相对 振动应力最大位置对应结点的垂直 榫头底面的距离， 从而获得缺口径向高度H； S4、 从叶片结构设计参数中获得缺口加工时入刀方向或线切割时进线方向与发动机榫 头轴线基准B的法向方向夹角， 从而获得缺口方向角 θ； S5、 根据被缺口中心线平分对缺口径向张角， 获得缺口角度α； S6、 根据缺口径向高度H、 缺口方向角 θ、 缺口角度α， 在风扇或压气机叶片三维软件模型 中叶身缺口加工 部位预制不同缺口深度h和缺口内倒角半径R的模型； S7、 提取考核振型前缘相对振动应力最大位置对应结点的相对振动应力V1， 以及叶尖前 缘结点最大周向变形S1， 计算得到单位叶尖变形 下相对振动应力V1D＝V1/S1； S8、 对不同缺口深度h和缺口内倒角半径R的模型进行外物损伤试验设计考核振型共振 转速下振动模态有限元计算， 提取缺口底部最大相对振动应力Vhr， 以及叶尖前缘结点最大 周向变形Shr， 计算得到单位叶尖变形下相对振动应力Vhr＝Vhr/Shr， 得到不同缺口深度h和缺 口内倒角半径R时的应力集中系数Khr＝V1D/Vhr， 绘制Khr随缺口深度h和缺口内倒角半径R的 变化曲线； S9、 在满足应力集中系数Khr≥3.0条件下， 结合加工能力及敏感性， 确定缺口深度h和缺 口内倒角半径R。 3.如权利要求2所述的尺寸确定方法， 其特征在于， 确定前缘相对振动应力的最大位置 及对应的节点 通过有限元分析法计算得到 。 4.如权利要求3所述的尺寸确定方法， 其特征在于， 再次进行网格划分时， 最小径向网 格尺寸不大于0.1mm。 5.如权利要求2所述的尺寸确定方法， 其特 征在于， 所述 缺口角度α 加工时取6 0°。 6.如权利要求2所述的尺寸确定方法， 其特征在于， 所述三维软件模型包括UG模型和 Solidworks模型。 7.如权利要求2所述的尺寸确定方法， 其特征在于， 不同缺口深度h和缺口内倒角半径R 的模型先进 行网格划分在 进行有限元计算， 网格划分时网格尺寸与步骤S2中的网格尺寸相 同。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115146393 A 2一种三维机械加工外物损伤缺口形貌及其尺寸确定方 法 技术领域 [0001]本申请属于航空发动机技术领域， 特别涉及一种三维机械加工外物损伤缺口形貌 及其尺寸确定方法。 背景技术 [0002]航空发动机使用过程中， 特别是配装飞机在起飞和着陆滑行过程中， 不可避免的 会吸入砂石、 小金属等小 型硬外物， 吸入过程中这些小硬物会与发动机风扇/压气机叶片发 生碰撞， 导致叶片出现损伤， 这种小型硬外物撞击导致的损伤称为 “外物损伤 ”(Foreign   Object Damage， FOD)。 风扇/压气机叶片被小型硬外物撞击出现损伤后， 一般不会立刻被发 现， 而需要继续工作一段时间直至损伤被检测出并处理， 而在这段时间内， 叶片不能出现断 裂， 影响发动机工作安全， 即风扇/压气机叶片必须具备带外物损伤后安全工作一段时间的 能力， 简称抗外物损伤能力。 GJB241A ‑2010要求， 发动机风扇/压气机叶片必须具备一定的 抗外物损伤能力， 在叶片预制应力集中系数Kt 不小于3.0的外物损伤后， 按照规定的程序能 够持续安全工作一定时间。 同时规定， 发动机定型投产前， 必须完成叶片抗外物损伤能力的 试验验证， 称为外物损伤试验， 试验要求在3片风扇/压气 机叶片上预制Kt不小于3.0的外物 损伤缺口， 对带损伤叶片进行整机挂片试 车或零部件试验， 验证一段时间内的安全性。 [0003]在发动机外物损伤试验中， 最核心内容之一就是在3片风扇/压气机叶片上预制应 力集中系数Kt不小于3.0的外物损 伤缺口， 因此必须确定一种满足GJB241A ‑2010要求的外 物损伤加工方法， 以及具体的外物损伤缺口形貌和尺寸。 目前外物损伤缺口预制方法包括 空气炮法、 摆锤法、 准静态法、 机械加工法等。 其中空气炮法工艺复杂， 控制性差， 分散度大， 不适合工程使用； 摆锤法机理研究不足， 冲击过程中能量传递复杂， 也存在分散性大问题； 准静态法通过压头挤压成型， 容易造成表面材料堆积、 缺口强化等问题； 机械加工法工艺简 单、 控制精度高、 重复性好， 是目前工程应用中最主要 方法， 由于外物损伤缺口较小， 一般采 用线切割加工方法。 [0004]确定采用机械加工方法后， 确定机械加工缺口的形貌及尺寸成为关键问题， 南京 航空航天大学曾提出了一种基于缺口疲劳强度的等效机械加工缺口的方法(CN  110987388   A)， 该方法首先测试外场典型外物损伤并计算损伤处应力集中系数； 开展外物损伤模拟叶 片及真实 叶片试验件的高周疲劳试验， 并拟合损伤参数、 应力集中系 数与疲劳强度的关系 曲线； 在模拟叶片上预制与典型外物损伤缺口尺 寸相近的缺口， 计算缺口应力集中系数， 开 展损伤试件的高周疲劳试验， 拟合机械加工缺口尺寸参数、 应力集中系 数与疲劳强度的关 系曲线； 将机械加工缺口尺寸—疲劳关系曲线与外物损伤缺口损伤参数—疲劳关系曲线进 行对比插值计算， 获得相同疲劳强度下的机械加工缺口尺寸—外物损伤缺口损伤参数关系 曲线； 据此获得与外物损伤缺口疲劳强度相当的等效机械加工缺口尺寸。 但是该方法使用 条件苛刻， 在工程上使用不便 。说　明　书 1/4 页 3 CN 115146393 A 3