CN116542182B - 一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统 - Google Patents

一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN116542182B
CN116542182B CN202310807476.5A CN202310807476A CN116542182B CN 116542182 B CN116542182 B CN 116542182B CN 202310807476 A CN202310807476 A CN 202310807476A CN 116542182 B CN116542182 B CN 116542182B
Authority
CN
China
Prior art keywords
inlet
test
vibration stress
under
condition
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202310807476.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116542182A (zh
Inventor
程荣辉
吴坚
杨远龙
李昆
张少平
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Original Assignee
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute filed Critical AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority to CN202310807476.5A priority Critical patent/CN116542182B/zh
Publication of CN116542182A publication Critical patent/CN116542182A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116542182B publication Critical patent/CN116542182B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/18—Complex mathematical operations for evaluating statistical data, e.g. average values, frequency distributions, probability functions, regression analysis
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Bioinformatics & Cheminformatics (AREA)
  • Bioinformatics & Computational Biology (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Evolutionary Biology (AREA)
  • Operations Research (AREA)
  • Probability & Statistics with Applications (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统，基于现有试验条件下，利用发动机工作包线范围有限的真实测试数据，对发动机全包线涡轮叶片振动应力的准确分析和预测，得到涡轮叶片全包线最大振动应力，实现发动机涡轮叶片全包线最大振动应力的准确分析，能够显著提升发动机涡轮叶片工作可靠性。

Description

一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统
技术领域
本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统。
背景技术
发动机涡轮叶片工作过程中受周向不均匀来流等激励因素的影响，会产生共振，在叶片叶身等部位造成一定的振动应力。而当叶片承受振动应力水平超出许用值时，往往会出现高周疲劳裂纹或断裂，影响发动机工作安全。
目前国内外研究机构均是通过采用动应力测量手段，实测获取台架条件下发动机叶片工作状态的振动应力。但是由于受到测试改装条件限制，实际测量叶片数量往往难以覆盖全级叶片，同时发动机台架试验并不一定能够完全模拟到发动机全工作包线可能的进气条件，因此无法通过测试直接获取到叶片在发动机全包线的最大振动应力水平。大量的试验结果表明，发动机涡轮叶片振动应力会随发动机进口温度、压力、流量等因素的变化而变化，这种情况下，有限的测量数据将无法保证获取到发动机全包线范围内可能的最大振动应力，基于实测振动应力的叶片安全性评价将偏危险，一旦发动机后续使用过程中叶片遭受到超出实测值的振动应力水平，将会造成叶片高周疲劳裂纹或断裂等危险的后果。
发明内容
本发明的目的在于提供一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统，能够实现发动机涡轮叶片全包线最大振动应力的准确分析，显著提升发动机涡轮叶片工作可靠性。
为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：
一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法，包括：
依据发动机工作包线范围，选取多组涡轮叶片动应力测试进气条件，开展测试叶片动应力试验，得到不同进气条件下每个测试叶片的振动应力；每组所述测试进气条件包括进口总温、进口总压和质量流量；所述测试叶片包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片；
计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值和对应进气条件下所有测试叶片的变异系数；
计算得到对应进气条件下涡轮叶片进气激励强度综合系数，其中进口激励强度综合系数，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的发动机涡轮叶片进口总温，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口总压，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口质量流量，/>为测试进气条件下的发动机涡轮叶片进口总温，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口总压，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口质量流量；
以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量，建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式；
基于振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，预测发动机工作包线内待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；
根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，计算待分析进气条件下的最大振动应力值。
进一步地，所述进气条件包括发动机地面运转状态、起飞状态以及空中长时巡航状态对应的进口总温、进口总压和质量流量。
进一步地，以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，包括：
建立振动应力均值相对于进口激励强度系数的函数，利用不同进气条件下涡轮叶片进口激励强度综合系数值以及对应振动应力均值拟合得到系数/>、/>的值，其中/>为所有测试叶片振动应力均值。
进一步地，计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值的方法包括：
第组进气条件下所有测试叶片振动应力均值/>；
第组进气条件下所有测试叶片的变异系数/>；
其中表示第/>个测试叶片在第/>组进气条件下的振动应力值，/>=1，2，...，/>，/>为选定的测试叶片的数量，/>=1，2，...，/>，/>为选定的进气条件的组数。
进一步地，根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，采用统计学分析方法计算待分析进气条件下的最大振动应力值，其中/>为预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，/>为单侧容限系数，/>为修正系数，/>，/>为/>组进气条件下所有测试叶片的变异系数平均值。
为实现上述技术效果，本发明还提供了一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定系统，包括：
数据采集模块，所述数据采集模块用于获取发动机工作包线范围多组测试进气条件下每个测试叶片的振动应力；每组所述测试进气条件包括进口总温、进口总压和质量流量；所述测试叶片包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片；
分析模块，所述分析模块用于计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值和变异系数，以及计算得到不同进气条件下涡轮叶片进气激励强度综合系数值，其中进口激励强度综合系数，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的发动机涡轮叶片进口总温，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口总压，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口质量流量，/>为测试进气条件下的发动机涡轮叶片进口总温，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口总压，为测试进气条件下的涡轮叶片进口质量流量；
拟合模块，所述拟合模块用于以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量，建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式；
预测模块，所述预测模块用于根据振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，预测发动机工作包线内待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；
输出模块，所述输出模块用于根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，计算并输出待分析进气条件下的最大振动应力值。
进一步地，所述拟合模块中，根据振动应力均值相对于进口激励强度系数的函数，利用不同进气条件下涡轮叶片进口激励强度综合系数值以及对应振动应力均值拟合得到系数/>、/>的值，其中/>为所有测试叶片振动应力均值。
进一步地，所述分析模块中通过计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片振动应力均值/>；通过/>计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片变异系数/>；其中/>表示第/>个测试叶片在第/>组进气条件下的振动应力值，/>=1，2，...，/>，/>为选定的测试叶片的数量，/>=1，2，...，/>，/>为选定的进气条件的组数。
进一步地，所述输出模块中，采用统计学分析方法计算待分析进气条件下的最大振动应力值，其中/>为预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，/>值表示单侧容限系数，/>为修正系数，/>，/>为/>组进气条件下所有测试叶片的变异系数平均值。
与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：
本发明基于现有试验条件，利用发动机工作包线范围有限的真实测试数据，对发动机全包线涡轮叶片振动应力的准确分析和预测，得到涡轮叶片全包线最大振动应力，实现发动机涡轮叶片全包线最大振动应力的准确分析，能够显著提升发动机涡轮叶片工作可靠性。
附图说明
图1为实施例1中发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法流程图；
图2为实施例1中动机涡轮叶片全包线振动应力确定系统的结构框图；
图3为实施例2中发动机工作包线图中选取的测试进气条件示意图；
其中，1、数据采集模块；2、分析模块；3、拟合模块；4、预测模块；5、输出模块。
具体实施方式
下面结合实施例及附图对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
参见图1，一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法，包括：
依据发动机工作包线范围，选取多组涡轮叶片动应力测试进气条件，开展测试叶片动应力试验，得到不同进气条件下每个测试叶片的振动应力；每组所述测试进气条件包括进口总温、进口总压和质量流量；所述测试叶片包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片；
计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值和对应进气条件下所有测试叶片的变异系数；
计算得到对应进气条件下涡轮叶片进气激励强度综合系数，其中进口激励强度综合系数，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的发动机涡轮叶片进口总温，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口总压，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口质量流量，/>为测试进气条件下的发动机涡轮叶片进口总温，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口总压，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口质量流量；
以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量，建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式；
基于振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，预测发动机工作包线内待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；
根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，计算待分析进气条件下的最大振动应力值。
在本实施例中，通过选取同级涡轮叶片中包含最低频率的叶片和最高频率的叶片的多个涡轮叶片作为测试叶片，在发动机工作包线范围内选取多组测试进气条件开展测试叶片动应力试验，得到不同进气条件下每个测试叶片的振动应力，并以此计算所有测试叶片的振动应力均值和所有测试叶片的变异系数均值；然后拟合分析得到所有测试叶片的振动应力均值与进口激励强度综合系数之间的函数关系式，根据函数关系式计算待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；最后根据计算获得的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，计算待分析进气条件下的最大振动应力值。
本实施例中的发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法是基于现有试验条件下，利用发动机工作包线范围有限的真实测试数据，对发动机全包线涡轮叶片振动应力的准确分析和预测，得到涡轮叶片全包线最大振动应力，实现发动机涡轮叶片全包线最大振动应力的准确分析，能够显著提升发动机涡轮叶片工作可靠性。
基于相同的发明构思，本实施例还提供了一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定系统，如图2所示，包括：
数据采集模块1，所述数据采集模块1用于获取发动机工作包线范围多组测试进气条件下每个测试叶片的振动应力；每组所述测试进气条件包括进口总温、进口总压和质量流量；所述测试叶片包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片；
分析模块2，所述分析模块2用于计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值和变异系数，以及计算得到不同进气条件下涡轮叶片进气激励强度综合系数值，其中进口激励强度综合系数，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的发动机涡轮叶片进口总温，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口总压，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口质量流量，/>为测试进气条件下的发动机涡轮叶片进口总温，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口总压，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口质量流量；
拟合模块3，所述拟合模块3用于以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量，建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式；
预测模块4，所述预测模块4用于根据振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，预测发动机工作包线内待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；
输出模块5，所述输出模块5用于根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，计算并输出待分析进气条件下的最大振动应力值。
本实施例的所述拟合模块3中，根据振动应力均值相对于进口激励强度系数的函数，利用不同进气条件下涡轮叶片进口激励强度综合系数值以及对应振动应力均值拟合得到系数/>、/>的值。
本实施例的所述分析模块2中通过计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片振动应力均值/>；通过/>计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片变异系数/>；其中/>表示第/>个测试叶片在第/>组进气条件下的振动应力值，/>=1，2，...，/>，/>为选定的测试叶片的数量，/>=1，2，...，/>，/>为选定的进气条件的组数。
本实施例的所述输出模块5中，采用统计学分析方法计算待分析进气条件下的最大振动应力值，其中/>为预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，/>值表示单侧容限系数，/>为修正系数，/>，/>为/>组进气条件下所有测试叶片的变异系数平均值。
实施例2
本实施例以某航空发动机某级涡轮叶片振动应力分析为例，对本发明的发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法进行详细说明，具体方法步骤如下：
步骤一、依据发动机工作包线范围，选取多组涡轮叶片动应力测试进气条件，开展测试叶片动应力试验，得到不同进气条件下每个测试叶片的振动应力；每组所述测试进气条件包括进口总温、进口总压和质量流量；所述测试叶片包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片；
如图3为该航空发动机工作包线图，横坐标为马赫数，纵坐标为高度。本实施例中，选取的进气条件包括了该航空发动机工作包线图中的发动机地面运转状态A、起飞状态B以及空中长时巡航状态C的三种进气条件下对应的进口总温、进口总压和质量流量。对于测试叶片，本实施例选取了包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片作为测试叶片，能够规避实际测试叶片数量难以覆盖全级涡轮叶片的问题。
步骤二、计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值和对应进气条件下所有测试叶片的变异系数；
本实施例中通过计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片振动应力均值/>；通过/>计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片变异系数/>；其中/>表示第/>个测试叶片在第/>组进气条件下的振动应力值，/>=1，2，...，/>，/>为选定的测试叶片的数量，/>=1，2，...，/>，/>为选定的进气条件的组数。
步骤三、定义进口激励强度综合系数，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的发动机涡轮叶片进口总温，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口总压，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口质量流量，/>为测试进气条件下的发动机涡轮叶片进口总温，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口总压，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口质量流量；
步骤四、以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量，建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式；
本实施例在单对数坐标系建立振动应力均值相对于进口激励强度系数的函数，利用不同进气条件下涡轮叶片进口激励强度综合系数值以及对应振动应力均值拟合得到系数/>、/>的值，其中/>为所有测试叶片振动应力均值。
需要说明的是，通过其他方式（如多项式拟合或神经网络模型等方式）建立的满足振动应力均值随进口激励强度系数变化关系的函数模型同样适用于本发明。
步骤五、基于振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，预测发动机工作包线内待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；
即根据待分析进气条件下的进口总温、进口总压和质量流量，计算出待分析进气条件对应的进口激励强度系数，将该进口激励强度系数代入振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，即可获得待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值。
步骤六、根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，计算待分析进气条件下的最大振动应力值；
本实施例中，采用统计学分析方法计算待分析进气条件下的最大振动应力值，其中/>为预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，/>为单侧容限系数，/>，/>为与存活率/>相关的标准正态偏量，取存活率/>=0.5%对应/>=2.576；/>表示置信度/>相关的标准正态偏量，取置信度/>对应/>=95%；/>为修正系数，/>，/>为/>组进气条件下所有测试叶片的变异系数平均值。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法，其特征在于，包括：
依据发动机工作包线范围，选取多组涡轮叶片动应力测试进气条件，开展测试叶片动应力试验，得到不同进气条件下每个测试叶片的振动应力；每组所述测试进气条件包括进口总温、进口总压和质量流量；所述测试叶片包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片；
计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值和对应进气条件下所有测试叶片的变异系数；
计算得到对应进气条件下涡轮叶片进气激励强度综合系数，其中进口激励强度综合系数，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的发动机涡轮叶片进口总温，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口总压，为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口质量流量，/>为测试进气条件下的发动机涡轮叶片进口总温，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口总压，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口质量流量；
以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量，建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，利用不同进气条件下涡轮叶片进口激励强度综合系数值以及对应振动应力均值拟合得到系数/>、/>的值，其中/>为所有测试叶片振动应力均值；
基于振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，预测发动机工作包线内待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；
根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，采用统计学分析方法计算待分析进气条件下的最大振动应力值，其中/>为预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，/>为单侧容限系数，/>为修正系数，/>，/>为/>组进气条件下所有测试叶片的变异系数平均值，/>为选定的测试叶片的数量，/>为选定的进气条件的组数。
2.根据权利要求1所述的发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法，其特征在于，所述进气条件包括发动机地面运转状态、起飞状态以及空中长时巡航状态对应的进口总温、进口总压和质量流量。
3.根据权利要求1所述的发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法，其特征在于，计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值的方法包括：
第组进气条件下所有测试叶片振动应力均值/>；
第组进气条件下所有测试叶片的变异系数/>；
其中表示第/>个测试叶片在第/>组进气条件下的振动应力值，/>=1，2，...，/>，/>为选定的测试叶片的数量，/>=1，2，...，/>，/>为选定的进气条件的组数。
4.一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定系统，其特征在于，包括：
数据采集模块，所述数据采集模块用于获取发动机工作包线范围多组测试进气条件下每个测试叶片的振动应力；每组所述测试进气条件包括进口总温、进口总压和质量流量；所述测试叶片包括同级涡轮叶片中最低频率的叶片和最高频率的叶片；
分析模块，所述分析模块用于计算不同进气条件下所有测试叶片振动应力均值和变异系数，以及计算得到不同进气条件下涡轮叶片进气激励强度综合系数值，其中进口激励强度综合系数，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的发动机涡轮叶片进口总温，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口总压，/>为地面标准大气条件100%工作状态时的涡轮叶片进口质量流量，/>为测试进气条件下的发动机涡轮叶片进口总温，/>为测试进气条件下的涡轮叶片进口总压，为测试进气条件下的涡轮叶片进口质量流量；
拟合模块，所述拟合模块用于以进口激励强度综合系数为自变量，对应进气条件下的振动应力均值为因变量，建立振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，利用不同进气条件下涡轮叶片进口激励强度综合系数值以及对应振动应力均值拟合得到系数/>、/>的值，其中/>为所有测试叶片振动应力均值根据振动应力均值；
预测模块，所述预测模块用于根据振动应力均值随进口激励强度系数变化的函数关系式，预测发动机工作包线内待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值；
输出模块，所述输出模块用于根据预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，以及所有测试叶片的变异系数平均值，采用统计学分析方法计算待分析进气条件下的最大振动应力值，并输出待分析进气条件下的最大振动应力值；其中/>为预测得到的待分析进气条件下所有涡轮叶片的振动应力均值，/>值表示单侧容限系数，/>为修正系数，/>，/>为/>组进气条件下所有测试叶片的变异系数平均值，/>为选定的测试叶片的数量，/>为选定的进气条件的组数。
5.根据权利要求4所述的发动机涡轮叶片全包线振动应力确定系统，其特征在于，所述分析模块中通过计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片振动应力均值/>；通过/>计算获得第/>组进气条件下所有测试叶片变异系数/>；其中/>表示第/>个测试叶片在第/>组进气条件下的振动应力值，/>=1，2，...，/>，/>为选定的测试叶片的数量，/>=1，2，...，/>，/>为选定的进气条件的组数。
CN202310807476.5A 2023-07-04 2023-07-04 一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统 Active CN116542182B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310807476.5A CN116542182B (zh) 2023-07-04 2023-07-04 一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310807476.5A CN116542182B (zh) 2023-07-04 2023-07-04 一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116542182A CN116542182A (zh) 2023-08-04
CN116542182B true CN116542182B (zh) 2023-10-03

Family

ID=87447445

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310807476.5A Active CN116542182B (zh) 2023-07-04 2023-07-04 一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116542182B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5135185A (en) * 1988-06-17 1992-08-04 General Electric Company Wing mounted unducted fan engine
CN107194050A (zh) * 2017-05-11 2017-09-22 电子科技大学 随机载荷作用下涡轮盘结构的概率疲劳寿命预测方法
CN109556765A (zh) * 2018-12-10 2019-04-02 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种叶片非接触振动应力测量值换算方法
CN113945388A (zh) * 2021-09-28 2022-01-18 太原理工大学 一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法
CN114017380A (zh) * 2021-11-16 2022-02-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机进口总温重构及可调叶片扩稳控制方法
CN114528743A (zh) * 2022-04-24 2022-05-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 宽转速范围内转子叶片的动应力监测限制值计算方法
CN115525996A (zh) * 2022-09-21 2022-12-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮工作叶片流量特性旋转修正方法及系统

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5135185A (en) * 1988-06-17 1992-08-04 General Electric Company Wing mounted unducted fan engine
CN107194050A (zh) * 2017-05-11 2017-09-22 电子科技大学 随机载荷作用下涡轮盘结构的概率疲劳寿命预测方法
CN109556765A (zh) * 2018-12-10 2019-04-02 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种叶片非接触振动应力测量值换算方法
CN113945388A (zh) * 2021-09-28 2022-01-18 太原理工大学 一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法
CN114017380A (zh) * 2021-11-16 2022-02-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机进口总温重构及可调叶片扩稳控制方法
CN114528743A (zh) * 2022-04-24 2022-05-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 宽转速范围内转子叶片的动应力监测限制值计算方法
CN115525996A (zh) * 2022-09-21 2022-12-27 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮工作叶片流量特性旋转修正方法及系统

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
NUMERICAL AND EXPERIMENTAL ESTIMATION OF THE TURBINE BLADE DAMPER EFFICIENCY;Boris Shorr 等;Proceedings of ASME Turbo Expo 2018 Turbomachinery Technical Conference and Exposition;第1-8页 *
基于积叠线的风扇叶片优化与振动特性研究;张效溥;王仲林;田杰;陈勇;欧阳华;;航空发动机(04);第58-64页 *
推进式螺旋桨振动应力特性飞行试验与分析;牛宏伟;郭海东;张永峰;;科学技术与工程(18);第7507-7515页 *
某涡扇发动机涡轮叶片动测应变模态频移现象分析;黄行蓉 等;航空动力学报;第37卷(第11期);第2388-2397页 *
航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹故障分析与思考;陈博;朱剑寒;鲁辉军;;燃气涡轮试验与研究(03);第33-36页 *
航空发动机风扇叶片振动适航符合性设计方法;曾海军;孙有朝;李龙彪;;南京航空航天大学学报(06);第884-889页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116542182A (zh) 2023-08-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10788399B2 (en) Apparatus for evaluating turbine engine system stability
CN110717219B (zh) 航空发动机整机状态下压气机进口流量的获取方法及装置
CN112067304B (zh) 发动机整机试验中压气机进口流量的测量方法
US8014929B2 (en) Method of monitoring a gas turbine engine
CN107145641B (zh) 叶片振动疲劳概率寿命预测方法
US7469577B2 (en) Method of diagnosing turbochargers for internal combustion engines
CN111339686A (zh) 一种基于试验数据的涡轴发动机逆向建模方法
CN108629092B (zh) 一种基于尺寸效应修正的涡轮盘分区可靠性分析方法
CN113624381A (zh) 一种船舶燃气轮机动叶片动应力非接触测量计算方法
CN116542182B (zh) 一种发动机涡轮叶片全包线振动应力确定方法及系统
CN115795744A (zh) 航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法
CN105468865A (zh) 高原环境下涡轮增压器压气机叶轮可靠性指标评价方法
Kulkarni et al. Vibratory response characterization of a radial turbine wheel for automotive turbocharger application
CN114139345B (zh) 一种基于试验数据相关性的涡轴发动机输出轴功率预测方法
CN108760329B (zh) 一种低压涡轮噪声试验方法及其改进方法
CN113378328B (zh) 一种用于控制系统的燃气涡轮前温度计算方法
RU2517264C2 (ru) Способ диагностики технического состояния авиационных газотурбинных двигателей
CN110702417A (zh) 一种航空发动机egt指示故障诊断方法
CN210484022U (zh) 一种隔膜式压缩机的性能参数检测系统
EP4112886A1 (en) In-flight measured propulsion mass flow and thrust on aircraft
CN113985765B (zh) 一种燃油工程机械工作状态监测系统及监测方法
Wang et al. Method for evaluating the reliability of compressor impeller of turbocharger for vehicle application in plateau area
US9250056B2 (en) System and method for monitoring health of airfoils
Soldatkin et al. Analyzing and Ensuring the Dynamic Accuracy of the Aircraft Air Data System with a Fixed Flush-Mounted Flow Receiver
CN115114868A (zh) 基于深度学习与损失权重分析的涡轮损失模型构建方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant