【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及航空發動機渦輪部件氣動彈性力學，具體涉及一種航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法。
技術介紹
1、強迫響應是葉片在受到上下游葉片排的周期性氣動激勵(尾跡、勢干擾、進口畸變以及激波等)后的葉片振動響應。當外部激勵頻率與葉片的某個固有頻率相同時，誘發共振，一旦交變應力超過限制值時，可導致葉片高周循環疲勞失效。通常，渦輪動葉是受到上游導葉的尾跡激勵引起交變應力超限的。設計師通過campbell圖上葉片固有頻率與氣動激勵線的交點預測發生共振的危險轉速，并通過調整葉片固有頻率(如改變葉片的最大厚度以及最大厚度位置等)避開工作轉速內的共振危險點。但在實際工作中，設計師很難避開所有的共振點特別是高階模態對應的共振點。因此，預測葉片在共振點的振動響應，對于評估其高周循環疲勞壽命十分關鍵。
2、現有技術中是通過基于cfd(計算流體動力學)方法的強迫響應預測來預測葉片在共振點的振動響應，其原理是通過數值求解流體流動的控制方程，如納維-斯托克斯方程，來模擬流體的運動，在強迫響應預測中，主要考慮外部激勵對流體和結構的作用。現有的基于cfd方法的強迫響應預測雖然能夠深入了解流體與結構之間的相互作用，為設計和優化提供重要的參考依據，但是，基于cfd方法的強迫響應預測的計算耗時較大，設計階段使用較為不便，嚴重降底預測效率。
3、因此，現在亟需一種能夠快速預測交變應力的方法。
技術實現思路
1、為解決上述問題，尤其是針對現有技術所存在的不足，本專利技術提供了一種航空發動機
2、為實現上述目的，本專利技術采用以下技術手段：
3、一種航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，包括以下步驟：
4、步驟一：根據渦輪導葉與渦輪動葉的幾何geomturbo文件，使用軟件生成cfd計算所需的網格；
5、步驟二：利用軟件開展模態分析，計算渦輪動葉在不同轉速下的固有頻率，振型及對應的最大模態應力，并繪制渦輪動葉的campbell圖，確定共振轉速；
6、步驟三：基于步驟二的共振轉速，指定渦輪動葉出口靜壓，利用軟件開展步驟一中的網格的定常cfd計算，獲得定常結果；
7、步驟四：以步驟三中獲得的定常結果為初場，利用軟件開展步驟一中的網格的非全環的非定常cfd計算，獲得渦輪動葉在葉片通過頻率下的非定常壓力，并將其與對應的振型點積，獲得模態力；
8、步驟五：依據步驟二模態分析獲得的模態應力，以及步驟四中獲得的模態力，假設阻尼系數為常數，計算渦輪動葉的交變應力；
9、步驟六：調整動葉出口靜壓，重復步驟一至步驟五，獲得不同渦輪導葉落壓比條件下渦輪動葉的交變應力；
10、步驟七：改變渦輪動葉與渦輪導葉的軸向間距，重復步驟一至步驟六，獲得一系列無量綱化的渦輪動葉與渦輪導葉軸向間距下的交變應力；
11、步驟八：依據步驟六中的交變應力，步驟七中的交變應力繪制曲線。
12、本專利技術進一步的方案為，所述步驟一中，使用autogrid軟件生成cfd計算所需的網格。
13、本專利技術進一步的方案為，所述步驟一中，所需的網格為單通道兩排網格。
14、本專利技術進一步的方案為，所述步驟二中，利用ansys?mechanical軟件開展模態分析。
15、本專利技術進一步的方案為，所述步驟二中，在考慮預應力的情況下計算渦輪動葉在不同轉速下的固有頻率，振型及對應的最大模態應力。
16、本專利技術進一步的方案為，所述步驟二中，依據渦輪導葉的葉片數n以及渦輪動葉振動模態的固有頻率，繪制渦輪動葉的模態campbell圖。
17、本專利技術進一步的方案為，所述步驟三中，利用cfx軟件的摻混面模型開展步驟一中的網格的定常cfd計算。
18、本專利技術進一步的方案為，所述步驟四中，利用cfx軟件的時間傾斜方法開展步驟一中的網格的非全環的非定常cfd計算。
19、本專利技術進一步的方案為，所述步驟五中，渦輪動葉的交變應力的計算公式為：
20、
21、其中，σ為交變應力，σ0為模態應力，為模態力，q為阻尼系數，ω為固有頻率。
22、本專利技術的有益效果：
23、本專利技術所提出的方法，無需對渦輪部件進行復雜且耗時較長的非定常模擬，只需通過定常計算設計導葉的落壓比，以及無量綱化的動葉導葉軸向間距，即可快速評估渦輪動葉的受到上游導葉尾跡激勵時的共振點交變應力大小，便于工程初步設計階段使用，工作效率較高。
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1.一種航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟一中，使用Autogrid軟件生成CFD計算所需的網格。
3.根據權利要求2所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟一中，所需的網格為單通道兩排網格。
4.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟二中，利用Ansys?Mechanical軟件開展模態分析。
5.根據權利要求4所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟二中，在考慮預應力的情況下計算渦輪動葉在不同轉速下的固有頻率，振型及對應的最大模態應力。
6.根據權利要求5所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟二中，依據渦輪導葉的葉片數N以及渦輪動葉振動模態的固有頻率，繪制渦輪動葉的模態Campbell圖。
7.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其
8.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟四中，利用CFX軟件的時間傾斜方法開展步驟一中的網格的非全環的非定常CFD計算。
9.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟五中，渦輪動葉的交變應力的計算公式為：
...【技術特征摘要】
1.一種航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟一中，使用autogrid軟件生成cfd計算所需的網格。
3.根據權利要求2所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟一中，所需的網格為單通道兩排網格。
4.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟二中，利用ansys?mechanical軟件開展模態分析。
5.根據權利要求4所述的航空發動機渦輪動葉共振點交變應力預測方法，其特征在于，所述步驟二中，在考慮預應力的情況下計算渦輪動葉在不同轉速下的固有頻率，振型及對應的...
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