[发明专利]基于模态振型的叶片位移应变测量方法

说明书

本发明公开了一种基于模态振型的叶片位移应变测量方法，所述方法包括：建立待测量叶片的三维有限元模型，基于所述三维有限元模型生成位移模态振型和应变模态振型；在所述叶片预定的测点布置测量单元，测量叶片位移u(t)和/或应变s(t)，确定叶片振动模态阶次；建立测点的位移u(t)与全场应变及位移的映射关系和/或测点的应变s(t)与全场应变及位移的映射关系以得到应变‑位移换算系数矩阵以测量叶片全场应变或位移。

技术领域

本发明属于航空发动机、燃气轮机叶片振动测试技术领域，特别是一种基于模态振型的叶片位移应变测量方法。

背景技术

高速旋转叶片的完整性直接影响航空发动机整体结构的安全运行，受工作环境苛刻、载荷强交变等因素的影响，其在服役过程中极易产生振动疲劳裂纹而导致严重事故。叶片振动过大导致的高周疲劳是航空发动机叶片主要失效模式。叶片高周疲劳主要由各种气动载荷、机械载荷导致的动应力引起，在短时间内便可累计大量循环产生疲劳裂纹，特别是当叶片发生共振时动应力极易导致叶片疲劳失效。在航空发动机研制、生产过程中，为了掌握叶片振动特性，需要对叶片振动进行测量。长期以来，航空发动机叶片是通过在旋转叶片表面粘贴应变片的方式实现动应变测量，这仅能测量有限叶片有限位置动应变，其可靠性和持续工作时间较低，特别是高温环境下在涡轮叶片布置大量应变片常常只有很少的应变片可以获取有效信息，存活率极低，需要利用应变片实测的数据反算或者预测其他测点的振动信息。同时，在对叶片进行高周疲劳试验时，在大载荷且共振状态下应变片极易失效，这时候需要利用非接触式激光位移传感器测量叶端振动反算叶片关键点动应变，这也就要求建立叶端位移与最大应力点的换算关系。

由于航空发动机叶片高速旋转的特点，基于叶端定时的非接触式测量成为叶片振动测试领域研究的发展方向。利用安装在靠近机匣内侧的传感器感知叶尖振动信息，进而借助有限元模型可实现特定模态振动下叶片特定位置动应变的估算。整体叶盘缺少阻尼抑制机制，叶片低阶模态被激励的同时，高阶模态也容易被激励起来。旋转叶片工作环境苛刻，复杂载荷激励下叶片的振动是多个模态叠加的结果，此时最大动应力点位置不固定，位移-应变没有固定的转换关系；当前位移-应变换算系数的普遍计算方法是建立叶片的有限元模型，通过谐响应分析计算单阶模态频率下叶尖位移与最大动应变的换算系数，尚未综合利用多模态振动叠加的信息，无法实现任意时刻多模态振动下的动应变场重构。

在背景技术部分中公开的上述信息仅仅用于增强对本发明背景的理解，因此可能包含不构成在本国中本领域普通技术人员公知的现有技术的信息。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种基于模态振型的叶片位移应变测量方法，建立了非接触式(比如叶端定时)或者接触式(比如应变片)振动测量测试数据与叶片全场振动的换算关系，得到了基于模态振型的叶片位移-应变换算系数测算方法。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种基于模态振型的叶片位移应变测量方法包括以下步骤：

第一步骤中，建立待测量叶片的三维有限元模型，基于所述三维有限元模型生成位移模态振型和应变模态振型；

第二步骤中，在所述叶片预定的测点布置测量单元，测量叶片位移u(t)和/ 或应变s(t)，确定叶片振动模态阶次；

第三步骤中，建立测点的位移u(t)与全场应变及位移的映射关系和/或测点的应变s(t)与全场应变及位移的映射关系以得到应变-位移换算系数矩阵以测量叶片全场应变或位移。