航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法及装置与流程

本发明涉及一种航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法，以及一种航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定装置

背景技术：

在航空涡轮发动机中，叶片容易产生振动。统计资料说明，叶片的损坏事故(裂纹、折断等)，绝大多数是由于振动引起的。振动应力是判断叶片能否承受这种振动或者估算叶片寿命的依据。

叶片测振领域的典型方法是通过粘贴电阻应变片来对旋转叶片进行状态监测，通过对叶片振动时的动态应力值和振动频率进行测量，进而评估叶片的运行状态。然而旋转叶片多为高温、高压、有冲击载荷、高转速等工况，在如此复杂的环境中难以保证应变片测量的可靠性，容易产生贴片信号失效的情况。同时，黏贴应变片的方法还存在以下问题：1)应变片破坏了叶片自身的动态性能，甚至影响气动效率；2)对贴片位置要求很高，不同的黏贴位置应力值可能相差数倍；3)难以在整机中对整级叶片全部测量，考虑不了叶片的分散性，产生监测隐患。

因此，采用非接触式叶片振动监测技术具有很大的优势，目前广泛使用的非接触式测量方法是叶尖定时法，通过安装在固体机匣上的传感器测量旋转叶片到达传感器的时间和理论到达时间的超前和滞后来分析叶片的振动情况。

在航空发动机试验过程中，为确保试验件的安全运转，需要对叶片的振动应力实时监测，识别并判断振动应力是否超限。在遇到振动应力超限时，需要结合设计进行判断并制定措施，防止由于振动应力超限引起的叶片裂纹萌生及扩散进而导致的灾难性后果。

所以，在采用叶尖定时法(btt)监测叶片振动状态时，需要对叶片叶尖振动限制进行确定，包括评估叶片各个点的危险程度，或者设定叶尖振幅的限制值(包括警报值和限制值)，用于反映叶片上最危险点的状态，确保试验件安全运转。

技术实现要素：

本发明的一个目的是提供一种可以对航空发动机转子叶片叶尖振动限制进行确定的方法。

本发明提供一种航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法，利用叶片振动疲劳试验获得的修正系数，乘以叶片材料的goodman曲线，从而确定叶片的goodman曲线，并对该goodman曲线设定安全系数；进行叶片静强度分析、模态分析，以获得不同转速下的静强度分析结果、模态分析结果；结合叶片的goodman曲线以及所述静强度分析结果得到的静应力，获得不同转速下叶片上各点的许用振动应力；采用af动应力储备系数η来评估叶片各个点的危险程度，其中，σaf表示叶片对应点在单位af下的模态应力；σ许用表示对应点的许用振动应力；σ模态表示对应点的模态应力，a表示对应模态下的叶身最大位移，f表示叶片对应模态下的振动频率，σ模态、a、f由所述模态分析结果确定；计算叶片所有点的af动应力储备系数η，

η值越小，表示叶片上的该节点位置越危险，依据所述af动应力储备系数η来限制叶片叶尖振动。

在一个实施方式中，最危险点的af动应力储备系数最小，标记为ηmin；根据模态分析结果，获取btt传感器位置对应的叶尖位置的周向位移：u周向，确定叶尖振幅限制值，限制值包括警报值和极限值，极限值标记为u极限，警报值标记为u警报，

u警报＝u极限*警报系数

警报系数小于1。

在一个实施方式中，所述安全系数为30％-50％。。

在一个实施方式中，所述警报系数为0.75。

在一个实施方式中，所述修正系数与叶片的尺寸、成型工艺和/或表面处理有关。

在一个实施方式中，所述叶片静强度分析、模态分析采用有限元仿真方法进行。

在一个实施方式中，所述有限元仿真方法的计算模型的材料参数设置成与温度相关联。

本发明还提供一种航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定装置，包括控制器，所述控制器包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时能够利用上述方法获得的af动应力储备系数η确定叶片上的点的危险程度，进而依据所述af动应力储备系数η来限制叶片叶尖振动。

本发明又提供一种航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定装置，包括控制器，所述控制器包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时能够利用上述方法获得的u极限、u警报确定叶尖振幅限制值。

本发明所提供的航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法及装置中，基于材料级goodman曲线也即叶片材料的goodman曲线，采用修正系数例如尺寸、锻造机加、表面处理修正系数等来获得叶片的零件级goodman曲线也即叶片的goodman曲线。其中，修正系数是在前期试验的基础上积累获得。从而可以避免进一步开展大批量叶片振动疲劳试验。

其中采用af动应力储备系数η来判断叶片上最危险点。其中，af动应力储备系数η越小，该节点对应位置即越危险。在判断叶片上最危险点时，结合goodman曲线，考虑静强度对其影响。

其中获得了叶尖振幅限制值，可以用于试验安全监控。不同转速、不同阶次下，该限制值的数值是不同的。通过确定叶尖振幅限制值，反映了叶片上最危险点的状态，为试验安全运转提供支撑。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是根据一个实施方式的确定方法的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施方式的内容限制本发明的保护范围。

例如，在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的示例中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

需要注意的是，不同实施方式下的变换方式可以进行适当组合，并且所描述的步骤顺序也可以变换。

本发明所涉及的航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法包含以下步骤：

步骤一(图1中的s11)：利用叶片振动疲劳试验获得的修正系数a，乘以叶片材料的goodman曲线，从而确定叶片的goodman曲线，并对该goodman曲线设定安全系数b。

叶片材料的goodman曲线或者称之为材料级goodman曲线例如可以通过查询材料手册获得，若没有该曲线则至少需要查询获取所用材料的疲劳极限&拉伸极限。该数据可以反映与温度的相关性。

其中的修正系数a例如可以通过查询振动疲劳试验库而获取，例如可以包括尺寸、锻造机加、表面处理修正系数等，也即，该修正系数a可以与叶片的尺寸、成型工艺和/或表面处理有关。

材料级goodman曲线乘以修正系数a以获得叶片goodman曲线，例如可以通过材料级goodman曲线的纵坐标和横坐标皆乘以修正系数a，从而获得叶片goodman曲线。该数据可以反映与温度的相关性。

根据工程上安全系数的要求，对该goodman曲线设定的安全系数b例如可以是30％-50％等。

叶片的疲劳极限作为goodman曲线的一个参数，可以用于确定叶片在指定静应力下的许用振动应力。因为原材料、锻件工艺、机加工艺、表面处理等都会影响叶片的疲劳极限，所以叶片的疲劳极限和材料级疲劳极限是不同的。而步骤一中，基于已开展的叶片振动疲劳试验，对比材料级goodman曲线，获得相关修正系数(尺寸修正系数、锻造机加修正系数、表面处理修正系数)，然后根据相关修正系数以及材料级goodman曲线，获取叶片的goodman曲线。因而，可以将上述因素皆考虑进去，从而可以获得更加准确的叶片振动疲劳特性。

步骤二(图1中的s2)：进行叶片静强度分析(图1中的s12)、模态分析(图1中的s21)，以获得不同转速下的静强度分析结果、模态分析结果。

参见图1，叶片静强度分析、模态分析例如可以采用有限元仿真方法进行。例如，如图1所示，采用有限元仿真，首先开展不同转速下叶片静强度计算；然后基于静强度结果，采用有限元仿真，开展不同转速下带预应力的模态分析；从而获取不同转速下的静强度分析结果和模态分析结构，例如，不同转速下的静应力σ静和模态应力σ模态。该模态分析可以计算单元解。

不同转速下危险点不一定一致，根据坎贝尔图不同转速发生共振的概率也是不同的，所以开展不同转速下的静强度分析和模态分析有利于危险点的判定。

开展有限元仿真之前，可以准备好开展有限元仿真计算所需要的输入信息，如图1所示，可以包括几何模型，载荷信息(转速、气动力载荷、温度场、腔压等)以及材料参数(密度、弹性模量、泊松比、热膨胀系数等)等，然后根据准备好的输入信息，建立叶片仿真分析的有限元模型或者称之为计算模型。其中，有限元仿真方法的计算模型的材料参数可以设置成与温度相关联，也即，材料参数与温度相关，从而可以反映材料参数随温度的变化。

步骤三(图1中的s22)：结合叶片的goodman曲线以及上述静强度分析结果得到的静应力σ静，获得不同转速下叶片上各点的许用振动应力σ许用。

其中，许用振动应力σ许用的计算获得可以考虑步骤一或者s11中的安全系数b。

步骤四(图1中未示出)：采用af动应力储备系数η来评估叶片各个点的危险程度。

其中，σaf表示叶片对应点在单位af下的模态应力；σ许用表示对应点的许用振动应力；σ模态表示对应点的模态应力，a表示对应模态下的叶身最大位移，f表示叶片对应模态下的振动频率。σ模态、a、f均可以由上述的模态分析结果确定；计算叶片所有点的af动应力储备系数η，

η值越小，表示叶片上的该节点位置越危险。

最危险点的af动应力储备系数η最小，从而可以获得不同转速下叶片上的最危险点，η值最小的点即为最危险点。

步骤四中，采用有限元仿真计算，开展不同转速下的叶片静强度分析、模态分析，结合叶片的goodman曲线，可以获得不同转速下的危险点。

步骤五(图1中未示出)：后续可以依据af动应力储备系数η来限制叶片叶尖振动。

本发明所涉及的航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法可以对叶片在不同转速下的最危险点进行判定。叶片最危险点的判定可以同时考虑静强度、振动应力。当转速发生变化时，气动力载荷、温度场、离心力载荷都发生变化，其最危险点可能发生改变，可能为静强度最大点、模态应力最大点或者两者都较大的点。而本发明所涉及的确定方法可以将上述因素都考虑进去而对叶片各个点的危险程度进行评估，并且可以对最危险点进行判定。

如图1所示，本发明所涉及的航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定方法还涉及确定叶尖振幅限制值，该叶尖振幅限制值可以用于试验安全监控。图1中以一阶模态振型为例(例如，叶片第一阶弯曲振型)，其它阶模态振型同样适用。

具体地，参见图1，通过上述步骤四，获得不同转速下叶片上的最危险点，也即图1中的s32，最危险点的af动应力储备系数η最小，标记为ηmin。

该确定方法进一步包括：

步骤六(图1中的s31)：根据模态分析结果，获取btt传感器位置对应的叶尖位置的周向位移：u周向。

在s31之前，在s20，获得叶尖定时(btt)传感器在机匣上安装的轴向位置。该位置与动叶叶尖上某一轴向位置对应。然后基于s21中的模态分析获得btt传感器位置对应的叶尖位置的周向位移u周向。

步骤七(图1中的s4)：确定叶尖振幅限制值，该限制值包括警报值和极限值，极限值标记为u极限，警报值标记为u警报，

u警报＝u极限*警报系数

其中，警报系数小于1。例如，警报系数可以为0.75。

通过上述手段可以确定试验时叶尖振动幅值的限制值(包括警报值和极限值)，从而可以反映叶片最危险点的警报、极限状态。并且在开展航空发动机试验时，为采用叶尖定时(btt)监测叶片振动而确定叶尖振幅的限制值(警报值和极限值)，从而可以支撑试验件安全运转。同时，在开展ccar-33.83条款适航取证时，该方法也可以起到积极的支撑作用。

本发明还提供一种航空发动机转子叶片叶尖振动限制的确定装置，包括控制器，控制器包括存储器和处理器。控制器诸如微控制器、微处理器、精简指令集计算机(risc)、专用集成电路(asic)、应用特定指令集成处理器(asip)、中央处理单元(cpu)、图形处理单元(gpu)、物理处理单元(ppu)、微控制器单元、数字信号处理器(dsp)、现场可编程门阵列(fpga)、高级risc机(arm)、可编程逻辑器件(pld)、能够执行一个或多个功能的任何电路或处理器等中的一种或多种的组合。

存储器存储有计算机程序，程序被处理器执行时能够利用上述方法获得的af动应力储备系数η确定叶片上的点的危险程度，进而依据af动应力储备系数η来限制叶片叶尖振动。

进一步，该程序被处理器执行时能够利用上述方法获得的u极限、u警报确定叶尖振幅限制值。

综上所述，本发明例如基于有限元仿真来开展静强度、模态分析，结合叶片级goodman曲线，通过af动应力储备系数来判断最危险点，并且在此基础上进一步计算获得叶尖振幅限制值，而叶尖振幅限制值又可以用于航空发动机试验btt的叶尖振幅安全监测。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。