[发明专利]一种旋转叶片非接触式位移场测量方法及其系统

说明书

本发明公开了一种旋转叶片非接触式位移场测量方法及其系统，所述方法包括以下步骤：建立待测量旋转叶片的三维有限元模型，提取所述三维有限元模型的模态参数；确定叶端定时传感器数目与轴向安装位置；构造有限测点位移与整体位移场的转换矩阵；基于所述叶端定时传感器获取旋转叶片叶端有限位置位移，所述位置位移基于所述转换矩阵处理得到所述旋转叶片任意时刻、任意位置及任意方向的位移场。本发明提供的方法仅利用叶端有限测点位移以反演重构旋转叶片所有节点位移场，可实现叶片表面和内部节点振动测量，计算过程简单，测量精度高，易于在线测量。

技术领域

本发明属于旋转机械叶片非接触式振动测试技术领域，特别是一种旋转叶片非接触式位移场测量方法及其系统。

背景技术

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。

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，本发明提出一种旋转叶片非接触式位移场测量方法及其系统，解决了叶端定时技术仅能测量叶端有限位移难题，并具备同时重构旋转叶片表面与内部所有节点位移的优势。

由于航空发动机叶片高速旋转的特点，基于叶端定时(Blade Tip Timing，BTT)的非接触式测量成为叶片振动测试领域研究的发展方向。叶端定时可以测量所有叶片的振动信息如振动频率、幅值、激励阶次、共振区域等。然而，叶端定时利用安装在靠近机匣内侧的传感器感知叶尖振动信息，仅能测量叶端有限位置振动，无法获得任意时刻多模态振动下的振动场。为此，本发明基于模态降阶与扩展理论通过有限测点的振动反演重构旋转叶片整体位移场，核心是构造叶片叶端位移与全场位移的转换矩阵。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种旋转叶片非接触式位移场测量方法包括以下步骤：

第一步骤中，建立待测量旋转叶片的三维有限元模型，提取所述三维有限元模型的模态参数；

第二步骤中，确定叶端定时传感器数目与轴向安装位置；

第三步骤中，构造有限测点位移与整体位移场的转换矩阵；

第四步骤中，基于所述叶端定时传感器获取旋转叶片叶端有限位置位移；

第五步骤中，所述位置位移基于所述转换矩阵模态处理得到所述旋转叶片任意时刻、任意位置及任意方向的位移场。

所述的方法中，第一步骤中，通过模态分析提取所述三维有限元模型前n_m阶模态参数、模态频率f_i和大小为n_dof×1的位移模态振型φ_i，构造旋转叶片全场位移模态振型矩阵大小为n_dof×n_m，其中，n_m表示模态数目，i表示模态阶次，n_dof表示旋转叶片有限元模型的自由度数目，n_dof＝3n_n，n_n表示旋转叶片有限元模型节点数目。