[发明专利]计算科氏效应引起失谐叶盘最大局部响应转移时转速方法

说明书

本发明公开了计算科氏效应引起失谐叶盘最大局部响应转移时转速方法，包括利用直接积分法计算航空发动机叶盘系统在旋转状态最大转速工况下R_max未考虑科氏效应的动力学响应，然后根据每只叶片的最大动力学响应确定最大局部化位置：利用直接积分法计算航空发动机旋转状态下最大转速工况下R_max考虑科氏效应的叶盘系统动力学响应，确定最大局部化位置；利用直接积分法计算航空发动机旋转状态下最低转速工况下R_min未考虑叶盘系统的动力学响应，确定最大局部化位置；如果最高转速下航空发动机叶盘系统的最大局部化位置未发生转移，下一步计算转速下考虑最大局部化位置是否转移，依次计算就得到确定失谐叶盘最大局部化位置受科氏效应影响而发生转移时转速。

技术领域

本发明属于航空发动机中叶盘系统技术领域，具体涉及一种计算科氏效应引起失谐叶盘最大局部响应转移时转速的方法。

背景技术

高端装备航空发动机的叶盘系统需要在高转速、高离心力、叶片振动的作用下进行服役。同时，叶片加工误差和运行中的磨损通常具有随机性，往往造成叶盘系统高周疲劳事故的发生具有随机性。此外，影响叶盘系统振动局部化程度的因素复杂，使失谐叶盘系统振动响应预测更加困难。对失谐叶盘结构模态局部化与振动响应局部化机理的研究，有助于对失谐叶盘系统振动危害的预估，为叶盘系统的高周疲劳提供研究分析的理论依据，能提高预测叶盘振动安全性的能力。失谐叶盘结构的振动局部化机理研究能为改善叶盘结构的动力特性提供参考。同时，由于航空发动机叶盘叶片越来越薄，几何形状也越来越复杂且转速越来越高。考虑科氏效应后，失谐叶盘振动局部化的机理分析更加复杂，尤其是高转速下叶盘受到的科氏效应越来越明显。因此，科氏效应对失谐叶盘振动局部化的影响机理研究就更为重要。

发明内容

本发明的目的是提供一种计算科氏效应引起失谐叶盘最大局部响应转移时转速的方法，用以快速确定失谐叶盘最大局部化位置受科氏效应影响而发生转移时的转速。

为了达到上述目的，本发明所采用的技术方案是：一种计算科氏效应引起失谐叶盘最大局部响应转移时转速的方法，具体按照以下步骤实施：

步骤1，根据拉格朗日方法，建立航空发动机的叶盘系统在服役旋转状态下未考虑科氏效应的动力学微分方程；

步骤2，结合步骤1建立的航空发动机叶盘系统在服役旋转状态下未考虑科氏效应的动力学微分方程，并考虑旋转效应，建立叶盘系统在旋转状态具有科氏效应的动力学微分方程；

步骤3，根据步骤2建立的叶盘系统在旋转状态具有科氏效应的动力学微分方程，利用直接积分法计算航空发动机叶盘系统在旋转状态最大转速工况下R_max未考虑科氏效应的动力学响应，然后根据每只叶片的最大动力学响应确定最大局部化位置：

步骤4，根据步骤2建立的叶盘系统在旋转状态具有科氏效应的动力学微分方程，利用直接积分法计算航空发动机旋转状态下最大转速工况下R_max考虑科氏效应的叶盘系统动力学响应，确定最大局部化位置；

步骤5，根据步骤2建立的叶盘系统在旋转状态具有科氏效应的动力学微分方程，利用直接积分法计算航空发动机旋转状态下最低转速工况下R_min未考虑叶盘系统的动力学响应，确定最大局部化位置；

步骤6，结合步骤3-步骤5的结果，如果最高转速下航空发动机叶盘系统的最大局部化位置未发生转移，下一步计算转速下考虑最大局部化位置是否转移，依次计算就得到确定失谐叶盘最大局部化位置受科氏效应影响而发生转移时转速。

作为本发明的一种优选的技术方案，在所述步骤1中，建立的航空发动机的叶盘系统在服役旋转状态下未考虑科氏效应的动力学微分方程为：

式中M、C、K分别为叶盘系统在服役旋转状态下的质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵x(t)为位移响应向量。