[发明专利]一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法及其系统

说明书

本发明公开了一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法及其系统，所述方法包括以下步骤：建立待测量转子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周向安装位置；建立叶片单点位移与全场动应变的映射关系；基于所述叶端定时传感器获取转子叶片叶端单点位移，所述单点位移基于所述映射关系得到所述转子叶片任意位置及任意方向的动应变测量。本发明提供的方法仅利用叶端有限测点实现转子叶片整体动应变场的重构，且可实现多模态振动下转子叶片表面和内部所有节点正应变、剪应变的测量，计算过程简单，易于在线测量。

技术领域

本发明属于旋转机械转子叶片非接触式振动测试技术领域，特别是一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法及其系统。

背景技术

高速转子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转子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。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。

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叶端定时的转子叶片动应变场测量方法及其系统，解决了当前叶片动应变重构方法仅适用于单模态振动下的动应变估计，并具备同时重构转子叶片表面与内部所有节点动应变的优势。

利用安装在靠近机匣内侧的传感器感知叶尖振动信息，被称为“叶端定时(BladeTip Timing，BTT)”。当前叶端定时技术是航空发动机制造、测试巨头关注热点，比如美国空军阿诺德工程研发中心(AEDC)推出了叶片非侵入式应力测试系统(Non-Intrusive StressMeasurement System，NSMS)。经过数十年的发展，基于叶端定时的非接触式测量成为接触式应变测量最有前景的替代方法，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，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。基于非接触式测量的动应变反演是决定叶端定时能否取代传统应变片技术的关键。转子叶片工作环境苛刻，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；当前的动应变重构方法仅适用于单模态振动下的叶片动应变估计，无法实现任意时刻多模态振动下的动应变场重构。为此，本发明通过叶端单点振动反演重构转子叶片整体应变场。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法包括以下步骤：

第一步骤中，建立待测量转子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周向安装位置；

第三步骤中，建立叶片单点位移与全场动应变的映射关系；

第四步骤中，基于所述叶端定时传感器获取转子叶片叶端单点位移，

第五步骤中，所述单点位移基于所述映射关系得到所述转子叶片任意位置及任意方向的动应变测量。