[发明专利]一种航空发动机喷管实验模态参数获取方法

说明书

本发明提供了一种航空发动机喷管实验模态参数获取方法，包括如下步骤：①结构建模：根据喷管结构几何参数建立喷管模型，并确定边界约束条件；②测量建模：在喷管模型上设置激励点，并在激励点位置设置激振器，在喷管工作受力方向设置传感器，根据确定的传感器测量自由度生成几何模型；③数据采集：开始多次试验，对时域和频域信号进行多次数据采集并检查确认有效；④分析确定。本发明具有试验成本低、周期短、易实现且测量参数多、频带宽广、可提供建模修正等优势，极大的有益于喷管设计结构的优化，能为航空发动机部件结构系统振动特性分析、振动故障诊断和预报，以及为结构动力特性的优化设计提供可靠依据。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机喷管实验模态参数获取方法。

背景技术

模态测试分析可以帮助用户评价现有结构的动态特性、控制结构的辐射噪声、降低产品的噪声水平，并找到振动噪声产生的根源(如消除部件裂纹、断裂等问题)，以及进行结构动力学修改、产品的优化设计、验证有限元模型、提高数字模型的精度等。

目前航空发动机设计，特别是部件设计多以计算仿真优化设计为基石形成产品后通过实验模态获取参数进行模型修正，在仿真与实验模态多次迭代后试验验证形成最终产品，因此实验模态已成为用户产品设计评价的重要手段。

航空发动机喷管位于发动机尾部，其结构简单，但由于体积庞大、重量大、工作温度高，工作状态测量试验成本极高、技术实现难度较大。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机喷管实验模态参数获取方法，该航空发动机喷管实验模态参数获取方法具有试验成本低、周期短、易实现且测量参数多、频带宽广、可提供建模修正等优势。

本发明通过以下技术方案得以实现。

本发明提供的一种航空发动机喷管实验模态参数获取方法，包括如下步骤：

①结构建模：根据喷管结构几何参数建立喷管模型，并确定边界约束条件；

②测量建模：在喷管模型上设置激励点，并在激励点位置设置激振器，在喷管工作受力方向设置传感器，根据确定的传感器测量自由度生成几何模型；

③数据采集：开始多次试验，对时域和频域信号进行多次数据采集并检查确认有效；

④分析确定：分析测量数据，确定系统极点并计算出模态振型，系统极点包括频率极点和阻尼极点。

所述激振器安装频率低于激振器工作频率的1/3以下。

所述激振器采用弹性固定。

所述激励点在喷管末端。

所述喷管为对称结构，所述传感器均匀布置。

所述喷管为变截面对称结构，传感器在每一个截面取8个测点安装，每个测点有3个测量方向。

所述几何模型为线框模型，用于表征模型动画。

所述多次试验至少包含预试验和正式试验，其中预试验至少对激振能量、激励位置、采样率、采样时常进行检查。

所述分析测量数据通过动态采集系统软件实现。

在Simcenter Testlab 2019中实现。

本发明的有益效果在于：具有试验成本低、周期短、易实现且测量参数多、频带宽广、可提供建模修正等优势，极大的有益于喷管设计结构的优化，能为航空发动机部件结构系统振动特性分析、振动故障诊断和预报，以及为结构动力特性的优化设计提供可靠依据。

具体实施方式

下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。

实施例1