[發明專利]基于葉端定時的旋轉葉片動應力測量方法及其系統

在審

• 申請號: 202010360906.X
• 申請日: 2020-04-29
• 公開（公告）號: CN111507042A
• 公開（公告）日: 2020-08-07
• 發明（設計）人: 喬百杰;陳雷;敖春燕;楊志勃;陳雪峰
• 申請（專利權）人: 西安交通大學
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G01H17/00;G01L1/00;G06F119/14
• 代理公司: 北京中濟緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 覃婧嬋

本發明公開了一種基于葉端定時的旋轉葉片動應力測量方法及其系統，所述方法包括以下步驟：建立待測量旋轉葉片的三維有限元模型，提取所述三維有限元模型的模態參數；確定葉端定時傳感器數目與軸向安裝位置；構建葉端有限位置位移與全場動應力的換算矩陣，建立葉端有限位置位移到全場等效應力的換算矩陣；基于所述葉端定時傳感器獲取旋轉葉片葉端有限位置位移信號；葉端有限位置位移信號基于所述換算矩陣得到所述旋轉葉片任意時刻、任意位置及任意方向的動應力，葉端有限位置位移信號基于所述換算矩陣得到所述旋轉葉片任意單元的等效應力。

技術領域

本發明屬于旋轉機械旋轉葉片非接觸式振動測試技術領域，特別是一種基于 葉端定時的旋轉葉片動應力測量方法及其系統。

背景技術

旋轉葉片作為航空發動機的核心部件，在發動機的正常運行中扮演重要的作 用，其完整性直接影響航空發動機整體結構的安全運行。由于高速轉動帶來離心 力的影響以及葉片本身材料特性的限制，葉片其在服役過程中極易產生振動疲勞 裂紋而造成斷裂、缺角等故障。研究表明，葉片振動過大導致的高周疲勞是航空 發動機葉片主要失效模式。葉片高周疲勞主要由各種氣動載荷、機械載荷導致的 動應力引起，會在短時間內產生大量的疲勞裂紋，特別是當葉片發生共振時振動 幅值及動應力顯著增大，誘發葉片的疲勞失效。在葉片研制、生產過程中，通過 測量應力可以確定葉片的振動特性，對葉片的改型、設計具有指導作用。在航空 發動機運行過程中，可以通過動應力的測量確定葉片的工作狀態，判斷葉片在工 作轉速下是否發生了共振，對于航空發動機安全運行的實時檢測、維護具有重大 意義。現代航空發動機研制廣泛采用小展弦比、整體葉盤等結構，導致氣動激勵 環境惡化，葉片振動模態密集，阻尼下降，在葉片低階模態被激勵的同時，高階 模態也容易被激勵起來，因此，在對葉片進行高周疲勞壽命評估時，不應忽略多 模態耦合振動。另外，范式等效應力(Von Mises Stress)是一種屈服準則，屈服 準則的值我們通常叫Mises等效應力；Mises等效應力用應力等值線來表示模型 內部的應力分布情況以清晰描述出結果在整個模型中的變化，從而使分析人員可 以快速的確定模型中的最危險區域，因此，對于整體葉片的Mises等效應力的測 量也至關重要。長期以來，航空發動機葉片是通過在旋轉葉片表面粘貼應變片的 方式實現動應變測量，再利用應變-應力轉換關系求得動應力，這僅能測量有限 葉片有限位置動應力，其可靠性和持續工作時間較低，特別是對于工作在1000 度以上高溫環境下的渦輪葉片，還存在使用的高溫下應變片存活率較低、測量出 現失真的問題，這都為動應力的準確測量帶來極大影響。由于航空發動機葉片高 速旋轉的特點，基于葉端定時的非接觸式測量成為葉片振動測試領域研究的發展 方向。利用安裝在靠近機匣內側的傳感器感知葉尖振動信息，這一技術被稱為“葉 端定時”。由于葉端定時傳感器的測量光斑具有一定面積，測量的其實是一個小 區域單元的位移結果，實際工程應用中應變片測量的也是區域的應變、應力值， 相對于節點，考慮測量單元的位移與動應力應變更符合實際工程應用，也更有實 際工程價值。

在背景技術部分中公開的上述信息僅僅用于增強對本發明背景的理解，因此 可能包含不構成在本國中本領域普通技術人員公知的現有技術的信息。

發明內容

利用安裝在靠近機匣內側的傳感器感知葉尖振動信息，被稱為“葉端定時 (BladeTip Timing，BTT)”。針對現有技術中存在的問題，本發明提出一種基于 葉端定時的旋轉葉片動應力測量方法及其系統，解決了葉端定時技術目前只可以 測量葉端有限位移與有限應力的難題，并具備同時重構旋轉葉片表面與內部所有 單元動應力及等效應力的優勢。

本發明的目的是通過以下技術方案予以實現，一種基于葉端定時的旋轉葉片 動應力測量方法包括以下步驟：

第一步驟中，建立待測量旋轉葉片的三維有限元模型，提取所述三維有限元 模型的模態參數；

第二步驟中，確定葉端定時傳感器數目與軸向安裝位置；

第三步驟中，構建葉端有限位置位移與全場動應力的換算矩陣，建立葉端有 限位置位移到全場等效應力的換算矩陣；