CN110608710B - 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 - Google Patents

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 Download PDF

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Abstract

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。

Description

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
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。
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nm阶模态参数、模态频率fi和大小为ndof×1的位移模态振型φi、大小为2ndof×1的应变模态振型ψi，构造转子叶片全场应变模态振型矩阵
Figure BDA0002004403980000021
大小为2ndof×nm，其中，nm表示模态数目，i表示模态阶次，ndof表示转子叶片有限元模型的自由度数目，ndof＝3nn，nn表示转子叶片有限元模型节点数目。
所述的方法中，第一步骤中，每个转子叶片有限元模型节点的应变包含3个正应变εx、εy、εz与3个剪应变γxy、γyz、γxz共6个应变分量。
所述的方法中，第二步骤中，转子叶片机匣周向安装叶端定时传感器数目nbtt与振动多模态数目nm的关系为：nbtt≥2nm+1。
所述的方法中，第二步骤中，构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt：
Figure BDA0002004403980000031
其中，测点选择矩阵Sbtt大小为nbtt×(2nm+1)，θj表示叶端定时传感器j(j＝1,...nbtt)在机匣布置的角度，nbtt表示第j(j＝1，...nbtt)个叶端定时周向布置总数目，EOi表示关注的激励阶次(i＝1,...nm)；将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ，随机过程重复R次并从中选择矩阵条件数κ最小时的测点布置。
所述的方法中。第三步骤中。构造单点位移与叶片全场动应变的转换矩阵
Figure BDA0002004403980000032
大小为2ndof×nd；其中，φbtt，i表示叶片叶端定时测点第i阶位移模态振型。
所述的方法中，第四步骤，利用nbtt个叶端定时传感器获得转子叶片第N转的叶端多模态振动信号ubtt(t)，进而利用周向傅里叶拟合算法得到nm阶振动参数：
Figure BDA0002004403980000035
其中，
Figure BDA0002004403980000033
振幅Ai、模态频率fi、初始相位
Figure BDA0002004403980000034
上标
Figure BDA0002004403980000036
表示矩阵的逆；上标T表示矢量的转置；进一步，重构得到叶端单点多模态振动信号：
Figure BDA0002004403980000041
其中，ubtt，i(t)表示解耦后的第i阶振动信号，c表示叶片静变形，ωi表示叶片多模态振动圆周频率，t表示叶片振动时刻。。
所述的方法中，第五步骤中，计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点应变，经由公式
Figure BDA0002004403980000042
计算得出，
Figure BDA0002004403980000043
，所述应变S(t)包括正应变和剪应变，其中，εi，x表示叶片有限元模型第i个节点x方向的正应变，εi，y表示叶片有限元模型第i个节点y方向的正应变，εi，z表示叶片有限元模型第i个节点z方向的正应变，γi，xy表示叶片有限元模型第i个节点x-y方向的剪应变，γi，yz表示叶片有限元模型第i个节点y-z方向的剪应变，γi，xz表示叶片有限元模型第i个节点x-z方向的剪应变，上标T表示矢量的转置。
根据本发明的另一方面，一种实施所述方法的测量系统包括，
多个叶端定时传感器，其布置在转子叶片机匣上；
叶端定时测振模块，其连接所述叶端定时传感器以测量转子叶片周向叶端多模态振动信号；
计算单元，其连接所述叶端定时测振模块，所述计算单元包括，
模态分析模块，其配置成基于待测量转子叶片的三维有限元模型进行模态分析以获取转子叶片前nm阶模态频率fi的位移模态振型φi以及构造转子叶片全场应变模态矩阵
Figure BDA0002004403980000044
测点优选模块，其配置成优化布置在所述转子叶片上的叶端定时传感器的测点数目，其中，构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt，将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ，随机过程重复R次并从中选择矩阵条件数κ最小时的测点布置，
转换矩阵计算模块，其配置成构造叶片单点位移与全场动应变的转换矩阵，
应变场重构模块，其配置成计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点正应变和剪应变。
所述的测量系统中，叶端定时测振模块包括转速传感器、信号调理模块和时间一位移转换模块，其中，转速传感器测量叶片旋转速度；时间-位移转换模块基于速度信号得到叶片叶端振动位移，信号调理模块用于从振动位移中提取叶片振动频率和幅值参数。
有益效果
本发明提供的基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法仅利用叶片单点振动便可实现转子叶片多模态振动下整体动应变场的测量。不仅可实现多模态振动下叶片表面动应变的测量，还可以实现叶片内部节点正应变、剪应变的测量。突破了基于叶端定时的传统动应变反演方法仅能近似重构单模态振动下叶片某点动应变的局限。本发明提供的方法可实现多模态振动解耦，测量精度高，计算过程简单，易于在线测量，可节约大量应变片，转子叶片动应变场重构系统过程简单，易于实现。
附图说明
通过阅读下文优选的具体实施方式中的详细描述，本发明各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。说明书附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。而且在整个附图中，用相同的附图标记表示相同的部件。
在附图中：
图1是本发明提供的一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法优先实例的流程示意图；
图2(a)至图2(b)是本发明提供的一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量系统的结构示意图，其中，图2(a)转子叶片动应变场重构系统组成；图2(b)叶端定时测振模块与叶端定时传感器周向安装示意图；
图3是一个实施例中模拟转子叶片动载荷激励位置与叶端定时传感器(BTT)测点位置示意图；
图4(a)至图4(f)是一个实施例中转子叶片的位移模态振型与应变模态振型，其中，图4(a)一弯位移振型；图4(b)一弯应变振型；图4(c)一扭位移振型；图4(d)一扭应变振型；图4(e)二弯位移振型；图4(f)二弯应变振型；
图5是一个实施例中转子叶片7个叶端定时传感器实测叶端位移振动信号；
图6是一个实施例中转子叶片位移信号多模态解耦结果；
图7(a)至图7(b)是一个实施例中重构的转子叶片应变场中叶身748号节点动应变与真实动应变比较结果，其中，图7(a)三个正应变分量与真实动应变比较结果；图7(b)三个剪应变分量与真实动应变比较结果；
图8(a)至图8(b)是一个实施例中重构的转子叶片应变场中叶根1100号节点动应变与真实动应变比较结果，其中，图8(a)三个正应变分量与真实动应变比较结果；图8(b)三个剪应变分量与真实动应变比较结果。
以下结合附图和实施例对本发明作进一步的解释。
具体实施方式
下面将参照附图1至图8(b)更详细地描述本发明的具体实施例。虽然附图中显示了本发明的具体实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。
需要说明的是，在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可以理解，技术人员可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名词的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”或“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然所述描述乃以说明书的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本发明的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。
为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个附图并不构成对本发明实施例的限定。
为了更好地理解，图1为一个基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法工作流程图，如图1所示，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S1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S2中，确定叶端定时传感器数目与周向安装位置；
第三步骤S3中，建立叶片单点位移与全场动应变的映射关系；
第四步骤S4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S5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。
所述的方法的一个实施方式中，第一步骤S1中，通过模态分析提取所述三维有限元模型前nm阶模态参数、模态频率fi和大小为ndof×1的位移模态振型φi、大小为2ndof×1的应变模态振型ψi，构造转子叶片全场应变模态振型矩阵
Figure BDA0002004403980000071
大小为2ndof×nm，其中，nm表示模态数目，i表示模态阶次，ndof表示转子叶片有限元模型的自由度数目，ndof＝3nn，nn表示转子叶片有限元模型节点数目。
所述的方法的一个实施方式中，第一步骤S1中，每个转子叶片有限元模型节点的应变包含3个正应变εx、εy、εz与3个剪应变γxy、γyz、γxz共6个应变分量。
所述的方法的一个实施方式中，第二步骤S2中，转子叶片机匣周向安装叶端定时传感器数目nbtt与振动多模态数目nm的关系为：nbtt≥2nm+1°
所述的方法的一个实施方式中，第二步骤S2中，构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt：
Figure BDA0002004403980000081
其中，测点选择矩阵Sbtt大小为nbtt×(2nm+1)，EOi表示关注的激励阶次；将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ，随机过程重复R次并从中选择矩阵条件数κ最小时的测点布置。
所述的方法的一个实施方式中，第三步骤S3中，构造单点位移与叶片全场动应变的转换矩阵
Figure BDA0002004403980000082
大小为2ndof×nd；其中，φbtt，i表示叶片叶端定时测点第i阶位移模态振型。
所述的方法的一个实施方式中，第四步骤S4中，利用nbtt个叶端定时传感器获得转子叶片第N转的叶端多模态振动信号ubtt(t)，进而利用周向傅里叶拟合算法得到nm阶振动参数：
Figure BDA0002004403980000086
其中，
Figure BDA0002004403980000083
振幅Ai、模态频率fi、初始相位
Figure BDA0002004403980000084
上标
Figure BDA0002004403980000087
表示矩阵的逆；上标T表示矢量的转置；进一步，重构得到叶端单点多模态振动信号：
Figure BDA0002004403980000085
其中，ubtt，i(t)表示解耦后的第i阶振动信号，c表示叶片静变形，ωi表示叶片多模态振动圆周频率，t表示叶片振动时刻。所述的方法的一个实施方式中，第五步骤S5中，计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点应变，经由公式
Figure BDA0002004403980000091
计算得出，
Figure BDA0002004403980000092
，所述应变S(t)包括正应变和剪应变。其中，εi，x表示叶片有限元模型第i个节点x方向的正应变，εi，y表示叶片有限元模型第i个节点y方向的正应变，εi，z表示叶片有限元模型第i个节点z方向的正应变，γi，xy表示叶片有限元模型第i个节点x-y方向的剪应变，γi，yz表示叶片有限元模型第i个节点y-z方向的剪应变，γi，xz表示叶片有限元模型第i个节点x-z方向的剪应变，上标T表示矢量的转置。
为了进一步理解本发明，下面结合附图1-8及具体实施例对本发明作进一步描述，应该强调的是，下述说明仅仅是示例性的，而本发明的应用对象不局限下述示例。
图1是本发明完成的一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法的流程示意图，该方法通过利用机匣周向安装的叶端定时传感器测量叶端单点振动，利用周向傅里叶拟合方法实现多模态振动解耦，构造转子叶片叶端位移测点与全场所有节点应变的转换关系，实现叶片动应变场重构；图2(a)至图2(b)是本发明提供的一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量系统的结构示意图，其中，1-叶端定时传感器；2-转子机匣；3-应变片；4-转子叶片；5-轮盘；6-转子；7-转速传感器，方法具体步骤如下：
1)提取叶片三维有限元模型的模态参数：参见图3，利用ANSYS有限元分析软件建立模拟转子直板叶片的三维有限元模型，其中材料为铝，密度2700kg/m3，泊松比0.33，弹性模量72000MPa；叶片长48mm，厚度1mm，宽20mm；有限元单元类型为实体单元SOLID185，节点总数为3153；叶根两侧面固定约束，模拟转子叶片实际工作状态；
利用ANSYS模态分析模态提取前3阶模态参数，即nm＝3：模态频率fi、大小为ndof×1的位移模态振型φi、大小为2ndof×1的应变模态振型ψi，其中，前三阶模态频率分别为f1＝333.08Hz、f2＝1806.03Hz、f3＝2076.52Hz；构造转子叶片全场应变模态振型矩阵
Figure BDA0002004403980000101
大小为2ndof×nm，振型见图4(a)至图4(f)；i表示模态阶次，ndof＝9459表示叶片有限元模型的自由度数目，则ndof＝3nn，nn＝3153表示叶片有限元模型节点的数目；应变包含3个正应变εx、εy、εz与3个剪应变γxy、γyz、γxz共6个应变分量，即每个节点有6个应变模态振型。
2)确定叶端定时传感器数目与周向安装位置：转子叶片机匣周向安装叶端定时传感器数目nbtt与振动多模态数目nm的关系为：nbtt≥2nm+1；本案例中，关注模拟转子叶片前三阶振动模态，取nm＝3；机匣周向叶端定时传感器数目最少为nbtt＝7；
构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt：
Figure BDA0002004403980000102
其中，测点选择矩阵Sbtt大小为nbtt×(2nm+1)＝7×7，θj表示叶端定时传感器j(j＝1，...nbtt)在机匣布置的角度，nbtt表示第j(j＝1，...nbtt)个叶端定时周向布置总数目，EOi表示关注的激励阶次(i＝1,...nm)；θj表示第j个叶端定时传感器在机匣的安装角度；本案例关注的三个激励阶次分别为4、18和23，在同一转速下同时激励转子叶片前三阶振动模态；将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt＝7个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ；这个随即过程重复R＝500次，并从中选择条件数κ最小时的测点布局方案。选中的7个叶端定时传感器周向安装角度为3.12°、117.33°、183.42°、189.58°、303.71°、315.14°、351.08°，对应的测点选择矩阵Sbtt的条件数为3.4694。
3)建立叶片单点位移与全场动应变的映射关系：构造单点位移与叶片全场动应变的转换矩阵
Figure BDA0002004403980000111
大小为2ndof×nd＝18918×3；其中，φbtt，i表示叶片叶端定时测点第i阶位移模态振型。
4)利用叶端定时传感器获取转子叶片叶端单点位移：在ANSYS有限元软件中对模拟转子叶片进行瞬态分析，质量阻尼系数设定为α＝12.1380，刚度阻尼系数设定为β＝8.1986×10-8，转速设定为15000RPM，模拟气动载荷对转子叶片的多模态振动，对叶端1117号节点X方向施加多频简谐激励f(t)＝cos(2πf1t)+10cos(2πf2t)+20cos(2πf3t)，并取瞬态分析稳定后的应变场作为重构结果的参考；利用nbtt＝/个叶端定时传感器获得转子叶片第N转的叶端多模态振动信号ubtt(t)，参见图5；其中，转子叶片每旋转一周，叶端定时传感器采样叶端1122号节点X向振动信号7个数据，共计采集25圈175个数据，因此叶端定时信号是严重欠采样的；同时，图5给出了采样频率fs＝25000Hz下叶端1122号节点X向振动信号的数据长度为N＝2500，采样时间为t＝N/fs＝0.1s。
进而利用周向傅里叶拟合算法得到nm阶振动参数：
Figure BDA0002004403980000114
其中，
Figure BDA0002004403980000112
振幅Ai、模态频率fi、初始相位
Figure BDA0002004403980000113
上标
Figure BDA0002004403980000115
表示矩阵的逆；上标T表示矢量的转置；进一步，重构得到叶端单点多模态振动信号：
Figure BDA0002004403980000121
其中，ubtt，i(t)表示解耦后的第i阶振动信号，c表示叶片静变形，ωi表示叶片多模态振动圆周频率，t表示叶片振动时刻。图6给出了实施例中转子叶片位移信号前三阶振动模态解耦结果。
4)计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点应变，经由公式
Figure BDA0002004403980000122
计算得出，
Figure BDA0002004403980000123
，所述应变S(t)包括正应变和剪应变。
取转子叶片叶身748号节点和叶根1100号节点作为动应变场高精度重构的典型代表(见图3)，结论同样适用于其他节点。其中，图7(a)至图7(b)是一个实施例中重构的转子叶片应变场中叶身748号节点动应变与真实动应变比较结果；图8(a)至图8(b)是一个实施例中重构的转子叶片应变场中叶根1100号节点动应变与真实动应变比较结果。从图7(a)至图7(b)和图8(a)至图8(b)中可知，重构的动应变信号与真实动应变高度吻合；为了定量评价本发明的转子叶片动应变场测量方法的性能，在t∈[0，0.1]s区间计算重构信号与真实应变的相对误差，图7(a)中叶身748号节点εx、εy、εz三个正应变的相对误差分别为4.41％、4.69％和5.77％，图7(b)中叶身748号节点γxy、γyz、γxz三个剪应变的相对误差分别为6.24％、6.21％和9.63％；图8(a)中叶根1100号节点εx、εy、εz三个正应变的相对误差分别为4.41％、4.41％和4.41％，图8(b)中叶根1100号节点γxy、γyz、γxz三个剪应变的相对误差分别为4.40％、7.81％和8.09％。因此，本发明提供的一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法，可以高精度地重构叶片动应变场。
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，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。以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，可应用在航空发动机、燃气轮机、汽轮机等旋转机械的风扇/压气机/涡轮叶片振动测试中，并不用以限制本发明。
在另一个实施例中，方法包括以下步骤：
1)提取叶片三维有限元模型的模态参数；
2)确定叶端定时传感器数目与周向安装位置；
3)建立叶片单点位移与全场动应变的映射关系；
4)利用叶端定时传感器获取转子叶片叶端单点位移；
5)实现转子叶片任意位置与方向的动应变测量。
进一步地，步骤1)建立转子叶片的三维有限元模型，通过模态分析提取前nm阶模态参数：模态频率fi、大小为ndof×1的位移模态振型φi、大小为2ndof×1的应变模态振型ψi；构造转子叶片全场应变模态矩阵
Figure BDA0002004403980000131
大小为2ndof×nm；i表示模态阶次，ndof表示叶片有限元模型的自由度数目，则ndof＝3nn，nn表示叶片有限元模型节点的数目；应变包含3个正应变εx、εy、εz与3个剪应变γxy、γyz、γzx共6个应变分量，即每个节点有6个应变模态振型。
进一步地，步骤2)转子叶片机匣周向安装叶端定时传感器数目nbtt与振动多模态数目nm的关系为：nbtt≥2nm+1；构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt：
Figure BDA0002004403980000132
其中，测点选择矩阵Sbtt大小为nbtt×(2nm+1)，EOi表示关注的激励阶次，θj表示第j个叶端定时传感器在机匣的安装角度；将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ；这个随机过程重复R次，并从中选择条件数κ最小时的测点布局方案。
进一步地，步骤3)构造单点位移与叶片全场动应变的转换矩阵
Figure BDA0002004403980000141
大小为2ndof×nd；其中，φbtt，i表示叶片叶端定时测点第i阶位移模态振型。
进一步地，步骤4)利用nbtt个叶端定时传感器获得转子叶片第N转的叶端多模态振动信号ubtt(t)，进而利用周向傅里叶拟合算法得到nm阶振动参数：
Figure BDA0002004403980000147
其中，
Figure BDA0002004403980000142
振幅Ai、模态频率fi、初始相位
Figure BDA0002004403980000143
进一步，重构得到叶端单点多模态振动信号：
Figure BDA0002004403980000144
其中，ubtt，i(t)表示解耦后的第i阶振动信号，c表示叶片静变形。
进一步地，步骤5)计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点应变，经由公式
Figure BDA0002004403980000145
计算得出，
Figure BDA0002004403980000146
，所述应变S(t)包括正应变和剪应变。
另一方面，一种实施方法的测量系统包括，
多个叶端定时传感器1，其布置在转子叶片的机匣2上；
叶端定时测振模块，其连接所述叶端定时传感器以测量转子叶片4周向叶端多模态振动信号；
计算单元，其连接所述叶端定时测振模块，所述计算单元包括，
模态分析模块，其配置成基于待测量转子叶片的三维有限元模型进行模态分析以获取转子叶片前nm阶模态频率fi的位移模态振型φi以及构造转子叶片全场应变模态矩阵
Figure BDA0002004403980000151
测点优选模块，具配置成优化布置在所还转于叶片上的叶端定时传感器的测点数目，其中，构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt，将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ，随机过程重复R次并从中选择矩阵条件数κ最小时的测点布置，
转换矩阵计算模块，其配置成构造叶片单点位移与全场动应变的转换矩阵，
应变场重构模块，其配置成计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点应变，经由公式
Figure BDA0002004403980000152
计算得出，
Figure BDA0002004403980000153
，所述应变S(t)包括正应变和剪应变。
在一个实施例中，叶端定时测振模块包括转速传感器、信号调理模块和时间-位移转换模块。
在一个实施例中，测量系统还包括显示单元和无线通信设备，无线通信设备包括4G/GPRS或互联网通信模块。
在一个实施例中，模态分析模块、测点优选模块、转换矩阵计算模块或动应变场重构模块为通用处理器、数字信号处理器、专用集成电路ASIC或现场可编程门阵列FPGA，
在一个实施例中模态分析模块、测点优选模块、转换矩阵计算模块或动应变场重构模块包括存储器，所述存储器包括一个或多个只读存储器ROM、随机存取存储器RAM、快闪存储器或电子可擦除可编程只读存储器EEPROM。
在一个实施例中，一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法用系统包括：
本发明的另一方面还提供了一种如上述的一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法用系统，包括：
模态分析模块：利用有限元分析软件对叶片的三维有限元模型进行模态分析，提取前nm阶模态参数：建立转子叶片的三维有限元模型，通过模态分析提取前nm阶模态参数：模态频率fi、大小为ndof×1的位移模态振型φi、大小为2ndof×1的应变模态振型ψi；构造转子叶片全场应变模态矩阵
Figure BDA0002004403980000161
大小为2ndof×nm；i表示模态阶次，ndof表示叶片有限元模型的自由度数目，则ndof＝3nn，nn表示叶片有限元模型节点的数目；应变包含3个正应变εx、εy、εz与3个剪应变γxy、γyz、γzx共6个应变分量，即每个节点有6个应变模态振型。
测点优选模块：转子叶片机匣周向安装叶端定时传感器数目nbtt与振动多模态数目nm的关系为：nbtt≥2nm+1；构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt：
Figure BDA0002004403980000162
其中，测点选择矩阵Sbtt大小为nbtt×(2nm+1)，θj表示叶端定时传感器j(j＝1，...nbtt)在机匣布置的角度，nbtt表示第j(j＝1，...nbtt)个叶端定时周向布置总数目，EOi表示关注的激励阶次(i＝1，...nm)；θj表示第j个叶端定时传感器在机匣的安装角度；将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ；这个随机过程重复R次，并从中选择条件数κ最小时的测点布局方案。
转换矩阵计算模块：构造单点位移与叶片全场动应变的转换矩阵
Figure BDA0002004403980000171
大小为2ndof×nd；其中，φbtt，i表示叶片叶端定时测点第i阶位移模态振型。
叶端定时测振模块：包含若干叶端定时传感器、至少一个转速传感器、信号调理模块、时间-位移转换模块；利用nbtt个叶端定时传感器获得转子叶片第N转的叶端多模态振动信号ubtt(t)，进而利用周向傅里叶拟合算法得到nm阶振动参数：
Figure BDA0002004403980000177
其中，
Figure BDA0002004403980000172
振幅Ai、模态频率fi、初始相位
Figure BDA0002004403980000173
进一步，重构得到叶端单点多模态振动信号：
Figure BDA0002004403980000174
其中，ubtt，i(t)表示解耦后的第i阶振动信号，c表示叶片静变形。
应变场重构模块：计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点应变，经由公式
Figure BDA0002004403980000175
计算得出，
Figure BDA0002004403980000176
，所述应变S(t)包括正应变和剪应变。
尽管以上结合附图对本发明的实施方案进行了描述，但本发明并不局限于上述的具体实施方案和应用领域，上述的具体实施方案仅仅是示意性的、指导性的，而不是限制性的。本领域的普通技术人员在本说明书的启示下和在不脱离本发明权利要求所保护的范围的情况下，还可以做出很多种的形式，这些均属于本发明保护之列。

Claims (8)

1.一种基于叶端定时的转子叶片动应变场测量方法，所述方法包括以下步骤：
第一步骤(S1)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，其中，通过模态分析提取所述三维有限元模型前nm阶模态参数、模态频率fi和大小为ndof×1的位移模态振型φi、大小为2ndof×1的应变模态振型ψi，构造转子叶片全场应变模态振型矩阵
Figure FDA0002587700210000011
大小为2ndof×nm，其中，nm表示模态数目，i表示模态阶次，ndof表示转子叶片有限元模型的自由度数目，ndof＝3nn，nn表示转子叶片有限元模型节点数目；
第二步骤(S2)中，确定叶端定时传感器数目与周向安装位置，其中，构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt:
Figure FDA0002587700210000012
其中，测点选择矩阵Sbtt大小为nbtt×(2nm+1)，θj表示叶端定时传感器j(j＝1,...nbtt)在机匣布置的角度，nbtt表示第j(j＝1,...nbtt)个叶端定时周向布置总数目，EOi表示关注的激励阶次(i＝1,...nm)；将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ，随机过程重复R次并从中选择矩阵条件数κ最小时的测点布置；
第三步骤(S3)中，建立叶片单点位移与全场动应变的映射关系；
第四步骤(S4)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(S5)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。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，第一步骤(S1)中，每个转子叶片有限元模型节点的应变包含3个正应变εx、εy、εz与3个剪应变γxy、γyz、γxz共6个应变分量。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，第二步骤(S2)中，转子叶片机匣周向安装叶端定时传感器数目nbtt与振动多模态数目nm的关系为：nbtt≥2nm+1。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，第三步骤(S3)中，构造单点位移与叶片全场动应变的转换矩阵
Figure FDA0002587700210000021
大小为2ndof×nd；其中，φbtt,i表示叶片叶端定时测点第i阶位移模态振型。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，第四步骤(S4)中，利用nbtt个叶端定时传感器获得转子叶片第N转的叶端多模态振动信号ubtt(t)，进而利用周向傅里叶拟合算法得到nm阶振动参数：
Figure FDA0002587700210000022
其中，
Figure FDA0002587700210000023
振幅Ai、模态频率fi、初始相位
Figure FDA0002587700210000024
上标
Figure FDA0002587700210000028
表示矩阵的逆；上标T表示矢量的转置；进一步，重构得到叶端单点多模态振动信号：
Figure FDA0002587700210000025
其中，ubtt,i(t)表示解耦后的第i阶振动信号，c表示叶片静变形，ωi表示叶片多模态振动圆周频率，t表示叶片振动时刻。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，第五步骤(S5)中，基于转换矩阵T和解耦的多模态振动信号ubtt,i(t)，计算转子叶片每一转或时刻t叶片表面和内部所有节点应变，经由公式
Figure FDA0002587700210000026
计算得出，
Figure FDA0002587700210000027
，所述应变S(t)包括正应变和剪应变；其中，εi,x表示叶片有限元模型第i个节点x方向的正应变，εi,y表示叶片有限元模型第i个节点y方向的正应变，εi,z表示叶片有限元模型第i个节点z方向的正应变，γi,xy表示叶片有限元模型第i个节点x-y方向的剪应变，γi,yz表示叶片有限元模型第i个节点y-z方向的剪应变，γi,xz表示叶片有限元模型第i个节点x-z方向的剪应变，上标T表示矢量的转置。
7.一种实施权利要求1-6中任一项所述方法的测量系统，所述测量系统包括，
多个叶端定时传感器，其布置在转子叶片机匣上；
叶端定时测振模块，其连接所述叶端定时传感器以测量转子叶片周向叶端多模态振动信号；
计算单元，其连接所述叶端定时测振模块，所述计算单元包括，
模态分析模块，其配置成基于待测量转子叶片的三维有限元模型进行模态分析以获取转子叶片前nm阶模态频率fi的位移模态振型φi以及构造转子叶片全场应变模态矩阵
Figure FDA0002587700210000031
测点优选模块，其配置成优化布置在所述转子叶片上的叶端定时传感器的测点数目，其中，构造多模态激励下叶端定时传感器机匣周向布局的测点选择矩阵Sbtt，将转速传感器所在位置作为基准0°，且排除机匣限制安装角度范围，在机匣周向随机选择nbtt个角度作为叶端定时传感器安装位置；计算叶端定时测点选择矩阵Sbtt条件数κ，随机过程重复R次并从中选择矩阵条件数κ最小时的测点布置，
转换矩阵计算模块，其配置成构造叶片单点位移与全场动应变的转换矩阵，
应变场重构模块，其配置成计算转子叶片每一转叶片表面和内部所有节点正应变和剪应变。
8.根据权利要求7所述的测量系统，其中，叶端定时测振模块包括转速传感器、信号调理模块和时间-位移转换模块，其中，转速传感器测量叶片旋转速度；时间-位移转换模块基于速度信号得到叶片叶端振动位移，信号调理模块用于从振动位移中提取叶片振动频率和幅值参数。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110608710B (zh) 2019-03-22 2020-10-27 西安交通大学 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
CN111141473A (zh) * 2020-01-17 2020-05-12 上海索辰信息科技有限公司 产品振动试验数据的实时显示方法及系统
CN111353129B (zh) * 2020-02-10 2021-12-28 西安交通大学 叶端定时数据存储矩阵化处理方法
CN111551138B (zh) * 2020-02-17 2021-07-06 电子科技大学 一种利用涡轮叶片和机匣辐射信号差异测量叶片径向应变方法
CN111507043A (zh) * 2020-04-29 2020-08-07 西安交通大学 一种基于叶端定时的转子叶片动应力场测量方法及其系统
CN112084583B (zh) * 2020-07-24 2024-04-05 西安交通大学 基于数字孪生的转子叶片寿命预测方法和预测系统
CN112507576B (zh) * 2020-11-05 2022-12-06 西安交通大学 基于叶端位移-位移传递比的转子叶片裂纹损伤识别方法
CN112541283B (zh) * 2020-11-05 2022-12-06 西安交通大学 一种基于位移-应变传递比的转子叶片裂纹损伤识别方法
CN113340244B (zh) * 2021-03-04 2023-06-13 北京化工大学 一种非接触式透平机械叶片振动位移监测方法及装置
CN113094950A (zh) * 2021-04-01 2021-07-09 西安交通大学 基于组稀疏的转子叶片损伤定量识别方法
CN113530616B (zh) * 2021-05-18 2022-05-06 西安交通大学 基于多个叶端定时传感器的叶片间固有频率差值提取方法
CN113447224B (zh) * 2021-07-14 2023-02-28 上海机电工程研究所 随动推力作用下振动试验及稳定性边界预示方法及系统
CN113624381B (zh) * 2021-07-26 2023-10-03 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种船舶燃气轮机动叶片动应力非接触测量计算方法
CN113987871B (zh) * 2021-10-19 2024-04-16 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种航空发动机叶片损伤在线识别方法
CN114218841B (zh) * 2021-12-29 2024-08-09 北京航空航天大学 一种热-离心载荷作用下多层薄膜耦合应力仿真计算方法
CN114623994A (zh) * 2022-01-13 2022-06-14 天津大学 基于叶尖定时的叶片多模态耦合同步振动参数辨识方法
CN115114721B (zh) * 2022-06-02 2024-02-23 西安交通大学 基于非接触测量的叶片多模态最大应力预测方法及系统
CN115062410B (zh) * 2022-06-02 2024-08-27 西安交通大学 单传感器转子叶片多模态应变场重构方法及测量系统
US11898453B1 (en) * 2022-10-20 2024-02-13 Xi'an Jiaotong University Method for extracting natural frequency difference between blades by single blade tip timing sensor or uniformly distributed blade tip timing sensors
CN115859536B (zh) * 2023-03-02 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 压气机转子叶片非同步振动锁频数值模拟方法
CN117744453B (zh) * 2024-02-21 2024-05-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种发动机整机振动限制值的计算方法
CN118168791B (zh) * 2024-05-16 2024-07-16 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种压气机静子叶片的最大应力等效测量方法
CN118313220B (zh) * 2024-06-05 2024-10-11 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种飞行器结构动响应识别方法和装置
CN118627360B (zh) * 2024-08-14 2024-10-01 烟台哈尔滨工程大学研究院 一种圆柱形薄壁结构位移场重构方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101105429A (zh) * 2003-01-22 2008-01-16 三菱重工业株式会社 涡轮叶片疲劳寿命评估方法
US7520176B1 (en) * 2006-12-05 2009-04-21 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for real-time structure shape-sensing
CN104501728A (zh) * 2014-12-12 2015-04-08 天津大学 一种基于全光纤叶尖定时的叶尖间隙测量方法
CN104748928A (zh) * 2013-12-30 2015-07-01 天津航天瑞莱科技有限公司 一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法
CN105352586A (zh) * 2015-11-20 2016-02-24 天津大学 通过检测共振频率实现叶片疲劳裂纹检测的方法
CN107103111A (zh) * 2017-03-02 2017-08-29 西安电子科技大学 基于应变传感器的电子装备功能形面特征点位移场重构方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7574338B1 (en) * 2005-01-19 2009-08-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Finite-difference simulation and visualization of elastodynamics in time-evolving generalized curvilinear coordinates
CN101625260B (zh) * 2009-07-31 2010-12-01 天津大学 变速下高速旋转叶片同步振动参数检测方法
CN110608710B (zh) * 2019-03-22 2020-10-27 西安交通大学 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

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101105429A (zh) * 2003-01-22 2008-01-16 三菱重工业株式会社 涡轮叶片疲劳寿命评估方法
US7520176B1 (en) * 2006-12-05 2009-04-21 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for real-time structure shape-sensing
CN104748928A (zh) * 2013-12-30 2015-07-01 天津航天瑞莱科技有限公司 一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法
CN104501728A (zh) * 2014-12-12 2015-04-08 天津大学 一种基于全光纤叶尖定时的叶尖间隙测量方法
CN105352586A (zh) * 2015-11-20 2016-02-24 天津大学 通过检测共振频率实现叶片疲劳裂纹检测的方法
CN107103111A (zh) * 2017-03-02 2017-08-29 西安电子科技大学 基于应变传感器的电子装备功能形面特征点位移场重构方法
CN107103111B (zh) * 2017-03-02 2019-07-26 西安电子科技大学 基于应变传感器电子装备功能形面特征点位移场重构方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
利用动态位移信息的全场动应变;陈帅;《中国优秀学位论文全文数据库工程科技II辑》;20181216;第C030-339页 *
旋转叶片振动性能参数测试技术研究;欧阳涛;《中国优秀学位论文全文数据库工程科技II辑》;20090715;第C028-17页 *
欧阳涛.旋转叶片振动性能参数测试技术研究.《中国优秀学位论文全文数据库工程科技II辑》.2009,第C028-17页. *

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