一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法技术

本申请提供了一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法，包括：在叶片上布置多个应力测点获得叶片共振转速、共振频率和实测应力值，将各实测应力值表示为实测应力向量；开展不同转速条件下的动频分析，得到各转速条件下各阶频率值和节点应力，并建立动频数据库；从动频数据库中选取与共振转速最接近的动频转速，选出与共振频率在预定范围内的多个频率确定为疑似振型频率；分别选取疑似振型中多个应力测点的计算应力值，并表示为各疑似振型的计算应力向量；计算实测应力向量和各计算应力向量之间的内积相关度；根据大小确定计算应力向量与实测应力向量最相关内积相关度，最相关内积相关度对应的疑似振型频率为共振振型对应的振型频率。振型对应的振型频率。振型对应的振型频率。

A dynamic vibration mode identification method of Aeroengine Blades Based on inner product correlation

【技术实现步骤摘要】
一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法


[0001]本申请属于航空发动机
，特别涉及一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法。

技术介绍

[0002]由于离心力、温度和气动力等因素影响，航空发动机中的压气机和涡轮叶片在发动机实际工作状态下将会承受较大载荷，可能会出现强迫共振和气流诱发的叶片振动，甚至产生破坏性振动，危害发动机安全和使用寿命。因此，在发动机研制及故障排查等工作中，必须开展叶片的动应力测量工作。
[0003]发动机叶片动应力测量试验可以获取不同工况下叶片的共振频率和贴片位置动应力值。由于应变片数量有限，难以全面监控各共振振型的最大振动应力，故需要依据有限的数据信息进行叶片共振振型判断和最大应力折算，进而判断各共振振型下最大振动应力点是否满足高周疲劳寿命要求，以保证发动机安全运行。
[0004]当前发动机叶片动应力测量(简称动测)试验中，叶片共振振型的判断过程为：
[0005]1)选择同一个叶片上的应变片，记录某一共振时刻下叶片实测共振频率和不同应变片实测振动应力；
[0006]2)对叶片开展相应或相近转速下的动频分析，得到考虑离心力和温度影响的叶片计算共振频率，以及相应贴片位置和贴片方向的计算相对振动应力；
[0007]3)将实测共振频率和理论计算频率进行对比，频差在可接受范围内即确定为疑似振型；
[0008]4)根据频率确定疑似振型，对比实测和计算的不同测点振动应力比值，认为比值不反向，且比值相差在可接受范围内，即确定为该阶振型。
[0009]然而上述叶片共振振型判断方法或过程存在以下缺点：
[0010]a)根据各测点振动应力比值判断叶片振型，工作量繁琐，存在一定的主观性；
[0011]b)在多轮动测过程中，受到工作线调节、气流攻角变化、进气畸变等因素影响，共振频率非常丰富，需要反复对不同振型进行比对，工作效率较低；
[0012]c)对于高阶振型，振动应力大点多集中于边角位置，未发生明显振动的位置应力过小，各测点应力差异悬殊，难以形成统一的高阶振型识别标准；不仅如此，对于过小的实测应力值，难以排除测试系统误差因素，该误差将对应力比值带来很大影响，为高阶振型识别增加了难度。

技术实现思路

[0013]本申请的目的是提供了一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
[0014]本申请的技术方案是：一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法，所述方法包括：
[0015]在叶片上布置多个应变片形成应力测点并开展叶片动应力测量试验，获得叶片共振转速、共振频率和各测点的实测应力值，将各测点的实测应力值按序共同表示为一实测应力向量；
[0016]开展不同转速条件下的动频分析，得到各转速条件下，各阶频率值和各应变片位置的节点应力，并建立该叶片和对应应变片布置方案的动频数据库；
[0017]从动频数据库中选取与所述共振转速最为接近的动频转速，进而在动频数据库中选出与共振频率在预定范围以内的多个频率确定为疑似振型频率；
[0018]分别选取疑似振型中多个应力测点的计算应力值，并按序共同表示为各疑似振型的计算应力向量；
[0019]计算实测应力向量和各计算应力向量之间的内积相关度；
[0020]比较各内积相关度的相对大小，确定计算应力向量与实测应力向量最相关的内积相关度，之后在动频数据库中选取最相关的内积相关度对应的疑似振型频率为共振振型所对应的振型频率。
[0021]进一步的，所述应变片的设置位置根据以往动应力测量结果或坎贝尔图分析结果选定振动较为明显的位置以靠近可能发生共振振型的最大应力点。
[0022]进一步的，所述振动较为明显的位置包括适用于一阶振型的叶根位置和适用于高阶振型的叶尖位置。
[0023]进一步的，各所述应变片的节点应力方向与应变片的贴片方向保持一致。
[0024]进一步的，在动频数据库中选出多个频率确定为疑似振型频率时，与共振频率的范围差为5％。
[0025]进一步的，实测应力向量和各计算应力向量之间的内积相关度计算方法为：
[0026][0027]式中，C
n
为内积相关度；
[0028]为实测应力向量；
[0029]为n阶振型下计算应力向量；
[0030]σ
A
、σ
B
、σ
C
、σ
Z
为测点A、B、C
…
Z的实测应力值；
[0031]σ
An
、σ
Bn
、σ
Cn
、σ
Zn
为n阶振型下测点A、B、C
…
Z的对应计算应力值。
[0032]进一步的，所识别振型的内积相关度C
max
＝max{C1,C2,...,C
n
}。
[0033]本申请提出的基于内积相关度计算的发动机叶片动测振型识别方法，对实测振动应力和相近阶次计算振动应力的相关度进行快速排序，为振型识别提供确切依据，显著提升工作效率；不仅如此，本申请的方法对于高阶振型具有良好的适用性，在振型识别过程中更加合理的考虑过小的实测应力值带来的影响。
附图说明
[0034]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0035]图1为本申请的动测振型识别方法流程示意图。
[0036]图2为本申请实施例中的叶片上粘贴应变片的位置示意图。
具体实施方式
[0037]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0038]本申请根据发动机叶片动应力测量分析结果建立不同振型下叶片各节点的相对振动应力数据库，通过引入内积相关度计算方法而建立一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法。
[0039]如图1所示，本申请提供的航空发动机叶片动测振型识别方法包括如下步骤：
[0040]1)根据贴片方案在叶片上设置应变片，贴片位置应结合以往动测结果或坎贝尔图分析结果选定振动较为明显的位置，靠近可能发生共振振型的最大应力点，提高振型识别的准确性。其中，一阶振型一般位于叶根位置，高阶振型一般位于叶尖位置。
[0041]例如该实施例中，某叶片上设置有A、B、C、D四个测点，在叶片上粘贴的四个应变片而形成四个测点的位置参见图2所示，在叶片叶尖的轴向前后缘布置两个应变片A～B，在叶片叶根中部布置一应变片D，在叶片径向中部前缘部位布置一应变片C。下文中均以叶片上设有A、B、C、D四个测点进行阐述。
[0042]开展动测试验，记录共振转速N
t
、共振频率F
t
和各测点的实测应力值σ...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法，其特征在于，所述方法包括：在叶片上布置多个应变片形成应力测点并开展叶片动应力测量试验，获得叶片共振转速、共振频率和各测点的实测应力值，将各测点的实测应力值按序共同表示为一实测应力向量；开展不同转速条件下的动频分析，得到各转速条件下，各阶频率值和各应变片位置的节点应力，并建立该叶片和对应应变片布置方案的动频数据库；从动频数据库中选取与所述共振转速最为接近的动频转速，进而在动频数据库中选出与共振频率在预定范围以内的多个频率确定为疑似振型频率；分别选取疑似振型中多个应力测点的计算应力值，并按序共同表示为各疑似振型的计算应力向量；计算实测应力向量和各计算应力向量之间的内积相关度；比较各内积相关度的相对大小，确定计算应力向量与实测应力向量最相关的内积相关度，之后在动频数据库中选取最相关的内积相关度对应的疑似振型频率为共振振型所对应的振型频率。2.如权利要求1所述的基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法，其特征在于，所述应变片的设置位置根据以往动应力测量结果或坎贝尔图分析结果选定振动较为明显的位置以靠近可能发生共振振型的最大应力点。3.如权利要求2所述的基于内积相关度的航空发动机叶片动测振型识别方法，其特征在于，所述振动较为明显的位置包括适用于一阶振型的叶根位置和适用于高阶振型的叶尖位置。...

【专利技术属性】
技术研发人员：杜青，张建，刘一雄，郭勇，李莹，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：