[发明专利]一种航空发动机叶盘结构共振节径数的确定方法

说明书

本申请提供了一种航空发动机叶盘结构共振节径数的确定方法，包括：首先构建中间函数k，之后构建一包含中间函数k的节径数d_m计算公式，从而计算节径数d_m。与目前工程上所采用“枚举法”确定节径数的方法相比，本申请对求解节径数的过程更加清晰，求解效率更高，可以指导设计人员仅通过简单的计算就可以确定满足要求的节径数。

技术领域

本申请属于航空发动机设计技术领域，特别涉及一种航空发动机叶盘结构振动节径数的确定方法。

背景技术

现代航空发动机的结构特点是风扇、压气机和涡轮的级数越来越少、级压比越来越高；叶型设计趋向于小展弦比发展，级与级之间的轴向间距更小。上述结构使得叶片具有较小的结构阻尼却承受更大的气动负荷，而且在发动机工作转速范围内，叶盘结构呈现在频域间距很近的振动模态，叶片处于更高的动应力状态，由此诱发的航空发动机叶盘结构的高循环疲劳问题成为发动机设计必须解决的问题。

目前，在航空发动机工程设计中避开叶片高周问题的主要手段是利用坎贝尔图(Compbell Figure)预测叶盘结构振动频率裕度是否满足规范要求。而通过计算分析确定叶盘结构的共振模态，是指导结构设计改进和后续试验测试的最重要的技术环节。由于航空发动机的叶盘结构具有显著的“旋转周期”特征，因此其振动模态具有显著的“节径”型特征。在已知叶盘结构中的转子叶片数量N_b，及其激励源数量N_v(即静子叶片数量)后，叶盘结构的共振节径数d_m(正整数)可由下面关系式确定：

d_m＝∣n₁×N_v-n₂×N_b∣，d_m≤N_b/2，N_b为偶数；或者

d_m≤(N_b-1)/2，N_b为奇数

其中，n₁为正整数，n₂包含0和正整数。

根据上面的公式，现有的工程上确定共振节径数d_m的方法是“枚举法”，即在给定激励源数量N_v和转子叶片数量N_b的情况下，遍历n₁和n₂的取值，确定共振节径数d_m。例如，转子叶片数N_b＝35，静子叶片数N_v＝20 时，计算共振节径数d_m的过程如表1所示。

表1转子叶片N_b＝35、静子叶片N_v＝20情况下的共振节径数d_m遍历表

工程上通过“枚举法”确定共振节径数d_m的过程中，需判断计算的共振节径数d_m是否小于最大节径数d_max，若大于最大节径数d_max，则要舍弃计算值。

虽然现有技术中所采用的“枚举法”可以解决求解节径数的问题，但是“枚举法”需要遍历所有可能的情况并进行判断，计算过程比较繁琐。同时，考虑到工程中激励源数量N_v的数量不唯一，因此当采用“枚举法”求解上面的问题时，计算工作量很大、效率低，容易遗漏可能的数值解。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机叶盘结构振动节径数的确定方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种航空发动机叶盘结构振动节径数的确定方法，包括：

构建中间函数k，所述中间函数k为：