[发明专利]一种转子叶片动应力重构方法及其系统

说明书

本发明公开了一种转子叶片动应力重构方法及其系统，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，基于网格单元提取所述三维有限元模型的模态参数；确定布置在所述转子叶片上的多个应变片的数目、安装位置和方向；分别构造应变片测点单元动应变与叶片整体单元应力场的转换矩阵以及应变片测点单元动应变与叶片整体单元等效应力场的转换矩阵；基于所述应变片测量所述转子叶片相应位置单元的动应变；测量得到的所述动应变基于所述转换矩阵得到所述转子叶片任意时刻、任意位置及任意方向的动应力和等效应力。

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，特别是一种转子叶片动应力重构方法及其系统。

背景技术

叶片是航空发动机中的重要零部件，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。航空发动机工作时，叶片将会承受高温、高压、高转速等恶劣工作条件，在服役过程中叶片极易产生振动疲劳失效。振动引起的高周疲劳是航空发动机叶片的主要失效模式之一。在航空发动机服役过程中，叶片的高周疲劳主要由各种气动载荷、机械载荷导致的振动应力(简称“动应力”)引起，其应力幅值相对低周疲劳要低，但是振动频率很高，在短时间内便可累计大量循环产生疲劳裂纹等损伤，特别是当叶片发生共振时动应力会瞬间达到极值具有很强的破坏力，极易导致叶片疲劳失效。可见，叶片动应力测量对航空发动机叶片的设计、制造以及安全应用有着重要作用，是提高航空发动机工作稳定性和可靠性的关键技术。

叶片动应力是表征叶片裂纹故障和疲劳寿命的重要指标。现代航空发动机研制广泛采用小展弦比、整体叶盘等结构，导致气动激励环境恶化，叶片振动模态密集，阻尼下降，在叶片低阶模态被激励的同时，高阶模态也容易被激励起来，因此，在对叶片进行高周疲劳寿命评估时，不应忽略多模态耦合振动。另外，范式等效应力(Von Mises Stress)是一种屈服准则，屈服准则的值我们通常叫Mises等效应力；Mises等效应力用应力等值线来表示模型内部的应力分布情况以清晰描述出结果在整个模型中的变化，从而使分析人员可以快速的确定模型中的最危险区域，因此，对于整体叶片的Mises等效应力的测量也至关重要。通过有限的应变片完成对叶片整体的应力场重构以及Mises等效应力的重构，为航空发动机叶片设计、高周疲劳评估、微小裂纹识别以及剩余寿命预测提供支撑。

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，本发明提出一种转子叶片动应力重构方法及其系统，通过对叶片有限测点单元位置粘贴应变片测量振动，来获得叶片整体的应力场，解决了有限应变片仅能测量叶片有限位置动应力、不能测量叶片整体单元应力场的难题，并且具备同时测量转子叶片任意时刻叶片表面和内部所有单元正应力、剪应力、Mises等效应力。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种转子叶片动应力重构方法包括以下步骤：

第一步骤中，建立待测量转子叶片的三维有限元模型，基于网格单元提取所述三维有限元模型的模态参数；

第二步骤中，确定布置在所述转子叶片上的多个应变片的数目、安装位置和方向；

第三步骤中，分别构造应变片测点单元动应变与叶片整体单元应力场的转换矩阵以及应变片测点单元动应变与叶片整体单元等效应力场的转换矩阵；

第四步骤中，基于所述应变片测量所述转子叶片相应位置单元的动应变；

第五步骤中，测量得到的所述动应变基于所述转换矩阵得到所述转子叶片任意时刻、任意位置及任意方向的动应力和等效应力。