(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 20221089148 8.6 (22)申请日 2022.07.27 (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　韩方军　曹航　陈育志　 李莹　王华　张耀光　李晓冲　 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 30/20(2020.01) G06F 30/15(2020.01) G06F 119/02(2020.01)G06F 119/14(2020.01) G06F 113/28(2020.01) G06F 111/10(2020.01) (54)发明名称 基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键 参数确定方法 (57)摘要 本申请提供了基于叶片局部损伤的航空发 动机吞鸟关键参数确定方法， 包括： 确定鸟撞关 键参数， 根据发动机吞鸟要求规范、 发动机工作 状态、 叶片结构、 飞机飞行速度， 确定鸟撞关键参 数范围； 获得不同鸟撞关键参数 组合下的风扇转 子叶片的结构损伤情况； 确定叶片前缘损伤参 数； 确定表征叶片最大损伤分别为掉块、 撕裂和 凹陷的损伤评价参数计算方法， 根据叶片前缘损 伤参数获得不同鸟撞关键参数组合下的叶片最 大损伤程度及对应的损伤评价参数； 将最大损伤 程度及对应的损伤评价参数进行对比， 按照掉块 比撕裂损伤 严重、 撕裂比凹陷损伤 严重确定损伤 最严重状态下的鸟撞关键参数 组合， 最大损伤评 价参数对应的鸟撞关键参数组合即为航空发动 机叶片抗鸟撞关键参数。 权利要求书2页 说明书4页 附图2页 CN 115238504 A 2022.10.25 CN 115238504 A 1.基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特征在于， 所述方法包 括： S1、 确定鸟撞关键参数， 所述鸟撞关键参数包括鸟质量m、 鸟速度V、 风扇叶片转速W和鸟 撞击叶片位置半径R， 根据发动机吞鸟要求规范、 发动机工作状态、 叶片结构、 飞机飞行速 度， 确定鸟撞关键参数 范围； S2、 获得不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况； S3、 确定叶片前缘损伤参数， 所述叶片前缘损伤参数包括叶片最大损伤程度、 局部凹陷 周向深度h、 撕裂 裂纹长度l、 掉 块长度s、 掉 块高度f、 掉 块半径r； S4、 确定表征叶片最大损伤分别为掉块、 撕裂和凹陷的损伤评价参数计算方法， 根据所 述叶片前缘损伤参数获得不同鸟撞关键参数组合下的叶片最大损伤程度及对应的损伤评 价参数； S5、 将步骤S4中获得的最大损伤程度及对应的损伤评价参数进行对比， 按照掉块比撕 裂损伤严重、 撕裂比凹陷损伤严重确定损伤最严重状态下 的鸟撞关键参数组合， 最大损伤 评价参数对应的鸟撞关键参数组合即为 航空发动机叶片抗鸟撞关键参数。 2.如权利要求1所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特 征在于， 不同鸟撞关键参数组合下的风扇转子叶片的结构损伤情况通过动力学仿真或者试 验获得。 3.如权利要求1所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特 征在于， 所述叶片最大损伤程度为鸟直接撞击到叶片后造成的叶片最大损伤类型， 包括凹 陷、 撕裂和掉 块； 局部凹陷周向深度h为前缘出现凹陷后， 凹陷沿叶型 方向的长度； 撕裂裂纹长度l 为前缘出现撕裂 裂纹后， 裂纹沿叶型 方向的长度； 掉块长度s为叶片前缘出现掉 块后， 掉块沿叶型 方向的长度； 掉块高度f为叶片前缘出现掉块后， 掉块沿前缘径向方向的长度， 其中， 掉块半径r＝ (r上+r下)/2， r上为掉块前缘最大半径， r下为掉块前缘最小半径。 4.如权利要求3所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特 征在于， 对于掉 块情况的损伤评价 参数Φ计算方法为： 式中， m为叶片掉块数量， si为每个叶片掉块的掉块长度， fi为掉块高度， ri为掉块半径， i为在1～m范围内的整数， m为大于1的整数。 5.如权利要求3所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特 征在于， 对于撕裂情况的损伤评价 参数Φ计算方法为： Φ＝max(hlj) 式中， g为叶片出现撕裂裂纹数量， hlj为每个叶片相对撕裂裂纹长度， j为在1～g范围内 的整数， g为大于1的整数。 6.如权利要求5所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特 征在于， 相对撕裂 裂纹长度hl ＝l/S弦， S弦为凹陷最大位置半径R凹 陷处叶片的弦长 。 7.如权利要求3所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 115238504 A 2征在于， 对于凹陷情况的损伤评价 参数Φ计算方法为： 式中， n为叶片出现撕裂裂纹数量， hhx为每个叶片相对局部凹陷周向深度， x 为在1～n范 围内的整数， n 为大于1的整数。 8.如权利要求7所述的基于叶片局部损伤的航空发动机吞鸟关键参数确定方法， 其特 征在于， 局部凹陷周向深度hh＝h/S间 隙， S间 隙为凹陷最大位置半径R凹陷处相临叶片前缘周向间 隙， S间 隙＝2* π*R凹 陷/k， k为整圈叶片的数量。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 115238504 A 3