【技术实现步骤摘要】
本申请属于航空发动机压气机叶片振动频率测量，具体涉及一种航空发动机压气机叶片振动频率测量方法。
技术介绍
1、压气机作是航空发动机的核心部件，其工作环境十分恶劣，需要承受高温、高压、高机械扭矩和高气动负荷的反复冲击。
2、随着技术的发展，为了减轻重量，提高推重比，增加效率，压气机叶片被设计的越来越轻薄，这样虽然可为航空发动机的性能提升带来诸多好处，但较轻的质量也使得叶片的刚性越来越差，最终导致叶片振动现象频繁发生。
3、航空发动机中压气机叶片的振动形式可分为：
4、自由振动，是指叶片在无外力作用下发生的振动，它的振型取决于系统的质量、结构刚度等参数，由于叶片的工作环境存在着阻尼，在实际工作中极少发生自由振动；
5、受迫振动，是叶片在外部交变力的作用下产生的一种振动形式，它的振型取决于外部交变载荷的变化特征，比如航空发动机转子、轴承引发的振动，航空发动机的支板、静子尾流所引起的激振，以及航空发动机失速喘振引起的振动等；
6、自激振动，是由系统本身和所处流场相互作用而产生的一种非线性振动，表现在压气机叶片上，激振力不是来自于外界，而是由整个叶片机械系统在某种工作条件下伴随着气流诱导而产生的，这种振动一旦产生，振幅将急剧增大，如果激励不被控制，将产生机叶片严重变形乃至断裂的严重后果，而激励一旦被控制，振动将随之减弱或者消失。
7、航空发动机中压气机叶片的振型，是指叶片以某阶固有频率振动时，叶片各部位振动的相对关系，一般只与叶片的材料、形状、尺寸、安装形式和使用条件
8、航空发动机故障中相当一部分是由于压气机叶片的振动引起，严重影响航空发动机及其飞机的安全，准确测量压气机叶片的振动振动频率，对于保证航空发动机及其飞机的安全具有重要意义。
9、当前，对于航空发动机压气机叶片振动频率的测量，主要有两种方法，接触式测量方法、非接触式测量方法。
10、接触式测量方法，以应变片测试为代表，通过在叶片上粘贴应变片直接测量，定位准确，频率测试精度高，可以直接获取叶片振动信息等，但其测试工艺复杂，脉动压力传感器及其引线寿命很低，无法进行长时间的监测，只能作为专项试验进行测试，且成本高，对航空发动机的改装难度大，部分测试改装还会严重影响到航空发动机的性能，不能够与航空发动机的实际工况相吻合。
11、非接触式测量以光纤测试为代表，测试安装结构相对简单，改装容易，对航空发动机结构和性能影响小，测试系统可长时间工作，能够获得压气机叶片真实工况下各个状态的数据，但受测试原理的限制，对于单一叶片的采样频率仅为转速的基频，远低于叶片的真实振动频率，且很容易遭受航空发动机流路内油气的污染，造成测试结果不准确，此外，光纤测试仅能测试叶尖附近的振动情况，一旦叶片振动的某阶振型在叶尖部分的振幅不大，会导致测量结果出现较大偏差。
12、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
13、需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种航空发动机压气机叶片振动频率测量方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
2、本申请的技术方案是：
3、一种航空发动机压气机叶片振动频率测量方法，包括：
4、在压气机机匣上布置沿周向布置s+1支脉动压力传感器，测量压气机叶片振动引起周围流场的脉动，表征叶片的振动信号；
5、利用各支脉动压力传感器测得的振动相位，计算第1～s号脉动压力传感器测得振动相位与第0号脉动压力传感器测得振动相位的差值其中，为利用第s号脉动压力传感器测得的振动相位，计算第s号脉动压力传感器测得振动相位与第0号脉动压力传感器测得振动相位的差值；
6、构建第i号脉动压力传感器测得振动相位与第0号脉动压力传感器测得振动相位的差值的计算式：其中，m为整数倍频，取值为正整数；αi为第i号脉动压力传感器相对于第0号脉动压力传感器的安装角度；δω为脉动压力传感器采样与叶片转速的差频值；ω为脉动压力传感器的采样频率；
7、将m遍历选取mk，以第i号脉动压力传感器测得振动相位与第0号脉动压力传感器测得振动相位的差值的计算式，计算得到第1～s号脉动压力传感器测得振动相位与第0号脉动压力传感器测得振动相位的差值：其中，为m取mk时，以第i号脉动压力传感器测得振动相位与第0号脉动压力传感器测得振动相位的差值的计算式，计算得到第s号脉动压力传感器测得振动相位与第0号脉动压力传感器测得振动相位的差值，mk∈mk；
8、计算其中，
9、
10、计算以其中最小值对应的取值作为m；
11、计算叶片振动频率ω＝mω+δω，或者ω＝mω-δω。
12、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机叶片振动频率测量方法中，各支脉动压力传感器测得的振动相位，以全相位fft谱分析方法得出。
13、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机压气机叶片振动频率测量方法中，设第0号脉动压力传感器的安装角度α0为0°。
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1.一种航空发动机压气机叶片振动频率测量方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机叶片振动频率测量方法，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的航空发动机压气机叶片振动频率测量方法，其特征在于，
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机压气机叶片振动频率测量方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机叶...
【专利技术属性】
技术研发人员：郭贵喜，刘世官，齐鹏，蔡靖雨，徐春雷，田吉祥，孙建威，王焕喆，
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：
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