CN114151146A - 多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法 - Google Patents

多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，包括：步骤一、通过流场数值分析方法获得上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号；步骤二、对步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并计算对应扇区所受的总激振力；步骤三、根据步骤二中的总激振力与步骤二的连续取值数量计算单个叶片所受的实际激振力；步骤四、对单个叶片所受的实际激振力进行傅里叶信号分析，获得单个叶片气流激振力各阶次下的幅值‑频率特性。本发明在进行多联带冠涡轮转子叶片设计阶段时，实现了叶片激振力的定量表征，为多联带冠涡轮叶片结构设计方案筛选提供数据支撑，能够减小叶片疲劳失效风险，达到提高设计质量的目的。

Description

多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法。
背景技术
航空发动机叶片是研制和使用过程中故障率最高的主机零件，涡轮叶片的故障尤为突出。涡轮叶片较高的工作温度导致材料抗高周疲劳性能相对较低，且在运转中承受复杂的交变气动激励力作用，容易产生叶片高周疲劳失效，成为制约现有技术条件下涡扇发动机工程研制和长期可靠使用的关键问题。
航空发动机涡轮转子叶片工作时受到激振力大、激振力激振阶次多，且不可能通过设计优化把所有共振点都调离工作转速范围之外，因此，有必要通过降低激振力以避免疲劳破坏。多联带冠叶片是将两个及两个以上的叶片利用叶冠连接在一起,控制叶片振动应力在许用范围内。
现有技术中多联带冠叶片激振力表征均是通过将成型的产品通过安装布置一系列传感器组件从而获得对应的激振力参数，但是这种办法需要预先加工制造出成型的产品，并依据该成型产品进行相应的检测，成本较高且耗时耗力。
发明内容
本发明提供了一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，以达到在设计阶段获取多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的目的。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，包括：步骤一、通过流场数值分析方法获得上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号；步骤二、对步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并计算对应扇区所受的总激振力；步骤三、根据步骤二中的总激振力与步骤二的连续取值数量计算单个叶片所受的实际激振力；步骤四、对单个叶片所受的实际激振力进行傅里叶信号分析，获得单个叶片气流激振力各阶次下的幅值-频率特性。
进一步地，步骤一具体为：对多联带冠涡轮转子叶片的上级导向叶片进行流场数值分析，获得上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号。
进一步地，步骤二具体为：对步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并对多次取值的激振力时域信号进行矢量相加后得到对应扇区所受总激振力。
进一步地，在步骤二中，执行取值操作时，相位差每间隔
Figure BDA0003313042700000021
弧度则执行一次激振力时域信号取值操作，其中，n为多联带冠涡轮转子叶片数。
进一步地，步骤二中共进行m次取值操作，其中m为大于1的自然数；步骤三中单个叶片所受的实际激振力为对应扇区所受的总激振力的
Figure BDA0003313042700000022
进一步地，步骤四后还包括步骤五：根据单个叶片气流激振力各阶次下的幅值-频率特性对设计方案进行评估分析。
进一步地，步骤五后还包括步骤六：针对多种方案重复执行步骤一至步骤五，并根据评估分析结果对多种方案进行筛选。
进一步地，步骤六后还包括步骤七：根据步骤六的筛选结果加工制造多联带冠涡轮转子叶片。
本发明的有益效果是，本发明在进行多联带冠涡轮转子叶片设计阶段时，实现了叶片激振力的定量表征，为多联带冠涡轮叶片结构设计方案筛选提供数据支撑，结果可靠，能够减小叶片疲劳失效风险，达到提高设计质量的目的。
附图说明
构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明实施例的流程示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
如图1所示，本发明实施例提供了一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，包括：
步骤一、通过流场数值分析方法获得上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号；
步骤二、对步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并计算对应扇区所受的总激振力；
步骤三、根据步骤二中的总激振力与步骤二的连续取值数量计算单个叶片所受的实际激振力；
步骤四、对单个叶片所受的实际激振力进行傅里叶信号分析，获得单个叶片气流激振力各阶次下的幅值-频率特性。
本发明在进行多联带冠涡轮转子叶片设计阶段时，实现了叶片激振力的定量表征，为多联带冠涡轮叶片结构设计方案筛选提供数据支撑，结果可靠，能够减小叶片疲劳失效风险，达到提高设计质量的目的。
步骤一具体为：对多联带冠涡轮转子叶片的上级导向叶片进行流场数值分析，获得该上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号。该步骤中需要获得不同结构方案下的带冠涡轮转子叶片的流场特性，为进行流体激振力分析做基础。
进一步地，步骤二具体为：对步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并对多次取值的激振力时域信号进行矢量相加后得到对应扇区所受总激振力。
该步骤二需要根据数值分析结果，提取发动机危险共振状态导向器出口流场在一个周期内的总温具体数据，并且要求一个周期的周向流场数据点应根据采样定理确定。然后将一个扇区内叶片所受气动激振力矢量相加后得到每个扇区所受总激振力，为计算单个叶片所受的激振力做基础。
在步骤二中，执行取值操作时，相位差每间隔
Figure BDA0003313042700000041
弧度则执行一次激振力时域信号取值操作，其中，n为多联带冠涡轮转子叶片数。
其中上述间隔弧度可以根据不同需要进行选取，并不对本申请进行限制。
需要说明的是，本发明实施例中，步骤二中共进行m次取值操作，其中m为大于1的自然数；步骤三中单个叶片所受的实际激振力为对应扇区所受的总激振力的
Figure BDA0003313042700000042
上述步骤是对步骤1得到的一个周期的激振力时域信号进行取值，共进行m次取值得到m列激振力时域信号。将m列激振力时域信号进行矢量相加后得到每个扇区所受总激振力；然后每个叶片所分担的实际激振力为步骤2总激振力的1/m,，从而获得单个叶片所受的实际激振力。
步骤四中，获得单个叶片气流激振力各阶次下的幅值-频率特性，可以为方案筛选提供基础；在激振力幅值-频谱特性分析程序输入导向器出口流场总压数据和设计转速，从而能够轻松获得气流激振力幅值-频谱特性分析结果。
优选地，步骤四后还包括：
步骤五、根据单个叶片气流激振力各阶次下的幅值-频率特性对设计方案进行评估分析。
步骤六、针对多种方案重复执行步骤一至步骤五，并根据评估分析结果对多种方案进行筛选。
步骤七、根据步骤六的筛选结果加工制造多联带冠涡轮转子叶片。
后续步骤能够对比不同方案下单个叶片相同阶次的分量大小，即可对叶片激振力进行定量表征与评价，为结构设计提供依据。
本发明实施例已经成功用于某小型高速军用发动机低压涡轮转子叶片优化设计，并进行了整机环境下的动应力对比试验，优化效果显著，并且能够满足工程需要。
从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：本发明在进行多联带冠涡轮转子叶片设计阶段时，实现了叶片激振力的定量表征，为多联带冠涡轮叶片结构设计方案筛选提供数据支撑，结果可靠，能够减小叶片疲劳失效风险，达到提高设计质量的目的。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，不能以其限定发明实施的范围，所以其等同组件的置换，或依本发明专利保护范围所作的等同变化与修饰，都应仍属于本专利涵盖的范畴。另外，本发明中的技术特征与技术特征之间、技术特征与技术方案之间、技术方案与技术方案之间均可以自由组合使用。

Claims (8)

1.一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，包括：
步骤一、通过流场数值分析方法获得上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号；
步骤二、对所述步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并计算对应扇区所受的总激振力；
步骤三、根据所述步骤二中的总激振力与所述步骤二的连续取值数量计算单个叶片所受的实际激振力；
步骤四、对单个叶片所受的实际激振力进行傅里叶信号分析，获得单个叶片气流激振力各阶次下的幅值-频率特性。
2.根据权利要求1所述的多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，所述步骤一具体为：对多联带冠涡轮转子叶片的上级导向叶片进行流场数值分析，获得所述上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号。
3.根据权利要求1所述的多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，所述步骤二具体为：对所述步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并对多次取值的激振力时域信号进行矢量相加后得到对应扇区所受总激振力。
4.根据权利要求3所述的多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，在所述步骤二中，执行取值操作时，相位差每间隔
Figure FDA0003313042690000011
弧度则执行一次激振力时域信号取值操作，其中，n为多联带冠涡轮转子叶片数。
5.根据权利要求4所述的多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，
所述步骤二中共进行m次取值操作，其中m为大于1的自然数；
所述步骤三中单个叶片所受的实际激振力为对应扇区所受的总激振力的
Figure FDA0003313042690000021
6.根据权利要求1所述的多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，所述步骤四后还包括步骤五：根据单个叶片气流激振力各阶次下的幅值-频率特性对设计方案进行评估分析。
7.根据权利要求6所述的多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，所述步骤五后还包括步骤六：针对多种方案重复执行所述步骤一至步骤五，并根据所述评估分析结果对多种方案进行筛选。
8.根据权利要求7所述的多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，其特征在于，所述步骤六后还包括步骤七：根据所述步骤六的筛选结果加工制造多联带冠涡轮转子叶片。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012122362A (ja) * 2010-12-07 2012-06-28 Hitachi Ltd 軸流ターボ機械、およびその改造方法
CN103308289A (zh) * 2013-05-03 2013-09-18 北京航空航天大学 一种锯齿形三联装带冠叶片减振特性实验装置
US20150184536A1 (en) * 2013-12-26 2015-07-02 General Electric Company Methods and systems to monitor health of rotor blades
JP2016177530A (ja) * 2015-03-20 2016-10-06 三菱重工業株式会社 解析モデルの振動モード判定装置及び方法
CN106528932A (zh) * 2016-10-09 2017-03-22 西安交通大学 一种透平机械叶片的振动应力数值分析方法
CN109359392A (zh) * 2018-10-19 2019-02-19 北京化工大学 一种使用非接触测量的涡轮叶片动应力计算方法
CN110929419A (zh) * 2018-12-29 2020-03-27 山东大学 基于围带零阻尼的汽轮机转子系统失稳极限快速预测方法
CN111523182A (zh) * 2020-03-09 2020-08-11 南京航空航天大学 一种基于流固耦合的叶片振动响应分析方法
CN111723510A (zh) * 2020-06-28 2020-09-29 中国航发湖南动力机械研究所 叶片危险模态的识别方法
CN112287477A (zh) * 2020-10-16 2021-01-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于气流激振的涡轮导向器大小叶片布局方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012122362A (ja) * 2010-12-07 2012-06-28 Hitachi Ltd 軸流ターボ機械、およびその改造方法
CN103308289A (zh) * 2013-05-03 2013-09-18 北京航空航天大学 一种锯齿形三联装带冠叶片减振特性实验装置
US20150184536A1 (en) * 2013-12-26 2015-07-02 General Electric Company Methods and systems to monitor health of rotor blades
JP2016177530A (ja) * 2015-03-20 2016-10-06 三菱重工業株式会社 解析モデルの振動モード判定装置及び方法
CN106528932A (zh) * 2016-10-09 2017-03-22 西安交通大学 一种透平机械叶片的振动应力数值分析方法
CN109359392A (zh) * 2018-10-19 2019-02-19 北京化工大学 一种使用非接触测量的涡轮叶片动应力计算方法
CN110929419A (zh) * 2018-12-29 2020-03-27 山东大学 基于围带零阻尼的汽轮机转子系统失稳极限快速预测方法
CN111523182A (zh) * 2020-03-09 2020-08-11 南京航空航天大学 一种基于流固耦合的叶片振动响应分析方法
CN111723510A (zh) * 2020-06-28 2020-09-29 中国航发湖南动力机械研究所 叶片危险模态的识别方法
CN112287477A (zh) * 2020-10-16 2021-01-29 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种基于气流激振的涡轮导向器大小叶片布局方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
欧阳绍泽,沈达宽,陈群: "叶轮机不均匀导向叶栅及其尾迹对转子叶片的激振研究" *
鲍天未;: "基于LS-dyna的带冠叶片碰撞减振仿真研究" *

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