[发明专利]一种航空发动机叶片动频计算方法和装置

权利要求书

1.一种航空发动机叶片动频计算方法，其特征在于，所述方法包括：

获取航空发动机叶片的工作转速；

将所述工作转速代入预存的能量函数中进行求解，得到航空发动机叶片的动频；

其中，所述能量函数为基于航空发动机叶片的旋转动能和旋转势能构建的动频关于工作转速的函数。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片动频计算方法，其特征在于，所述能量函数的构建过程，包括：

针对航空发动机叶片，构建惯性坐标系、旋转坐标系和截面坐标系；

根据一阶剪切变形理论和所述航空发动机叶片的旋转角，并结合所述惯性坐标系、所述旋转坐标系和所述截面坐标系，确定所述航空发动机叶片的旋转动能；

基于预存的势能定理公式，确定所述航空发动机叶片的旋转势能；

利用所述航空发动机叶片的旋转动能和旋转势能，生成所述能量函数；

其中，所述惯性坐标系，是以轮毂中心O为原点，以所述航空发动机叶片静止状态下的中面中心线为X轴，以轮毂转轴为Z轴，并以穿过轮毂中心O且垂直于XOZ面轴线为Y轴建立的；

所述旋转坐标系，是以所述航空发动机叶片的中面中心线与轮毂的接触点O’为原点，以叶片中面中心线为X0轴，以穿过O’且平行于轮毂转轴的轴线为Z0轴，并以穿过O’且垂直于X0O’Z0面的轴线为Y0轴建立的；

所述截面坐标系，以所述航空发动机叶片的中面中心线上与O’点距离为的O”点为原点，以叶片中面中心线为X’轴，以穿过O”且与Z0轴夹角为γ的轴线为Z’轴，并以穿过O”且与X’O”Z’平面垂直的轴线为Y’轴建立的；γ为O”点相对于轮毂的斜度。

3.根据权利要求2所述的航空发动机叶片动频计算方法，其特征在于，所述根据一阶剪切变形理论和所述航空发动机叶片的旋转角，并结合所述惯性坐标系、所述旋转坐标系和所述截面坐标系，确定所述航空发动机叶片的旋转动能，包括：

根据所述航空发动机叶片的旋转角，并结合所述惯性坐标系、所述旋转坐标系和所述截面坐标系，确定所述惯性坐标系下所述航空发动机叶片的位置函数；

基于所述一阶剪切变形理论，对所述位置函数进行变形，得到变形后的位置函数；

将变形后的位置函数代入预存的动能定理公式，得到所述航空发动机叶片的旋转动能。

4.根据权利要求3所述的航空发动机叶片动频计算方法，其特征在于，所述惯性坐标系下所述航空发动机叶片的位置函数，表达式如下所示：

r(x,y,z,t)＝[(R+u+x)cosφ-(y+v)cosγsinφ-(z+w)sinγsinφ]i+[(R+u+x)sinφ+(y+v)cosγcosφ+(z+w)sinγcosφ]j+[-(y+v)sinγ+(z+w)cosγ]k

上式中，R为轮毂半径，x、y和z分别是所述航空发动机叶片中任意一点在截面坐标系X’轴、Y’轴和Z’轴上的坐标值，r(x,y,z,t)为旋转时刻t点在惯性坐标系下的坐标，u、v和w分别表示旋转时刻t点在X’轴、Y’轴和Z’轴方向的变形，φ表示旋转时刻t所述航空发动机叶片的旋转角，Ω表示所述航空发动机叶片的工作转速，α表示所述航空发动机叶片的预安装角，θ表示所述航空发动机叶片的预扭转角，L表示所述航空发动机叶片的展向长度；

所述一阶剪切变形理论，具体用下述公式表示：

u＝u₀+zφ_x

v＝v₀+zφ_y

w＝w₀

上式中，u₀、v₀和w₀分别表示旋转时刻t所述航空发动机叶片的中面沿X’轴、Y’轴和Z’轴方向的位移，φ_x和φ_y分别表示旋转时刻t所述航空发动机叶片的中面沿Y’轴和X’轴的转角。