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申请/专利权人：太原理工大学
摘要：本发明涉及航空发动机结构强度设计技术领域，具体公开了一种航空发动机叶片非接触式应变场分析方法，包括：S1、叶片动频试验及测点位移测定，S2、叶片模态分析和S3、非接触式应变场分析；本发明提出的叶片非接触式应变场分析方法可解决发动机叶片动频试验中测得数据少、无法获得整体结构应变场分布的问题，特别是对于高温下的动频试验结果的分析，本方法的优越性更明显。本发明所提出的分析方法既可以节省试验成本、降低试验测试难度，又可获得所需的真实应变场，为发动机叶片结构设计、动频试验分析、叶片稳定运转等提供有力技术支持，同时本发明的成果也可推广到易出现振动故障的发动机薄壁机匣上，本发明具有重要的工程实用价值。
主权项：1.一种航空发动机叶片非接触式应变场分析方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、叶片动频试验及测点位移测定，开展叶片动频试验，首先对关注的点进行标定，包括叶片叶尖上的点、叶身中部的点、叶片根部的点，试验中采用非接触式激光位移传感器测定标定点在一弯振型下的位移值，为了获得准确的应变场分布，试验时需测试多个点的位移值；S2、叶片模态分析，基于振动理论与有限元法技术，在有限元软件中开展叶片模态仿真分析，获得叶片的固有频率、相对位移云图、相对振动应力云图、相对应变云图；S3、非接触式应变场分析，包括载荷施加、计算求解设置和结果分析；所述载荷施加在有限元仿真分析模型的相关点上，这些点与试验所标定数据点位置相同，将试验所测位移值施加于仿真模型中，作为仿真分析模型的位移载荷，为了防止后续计算中出现的应力集中问题，载荷施加于距离叶根1mm处；所述计算设置在仿真分析软件中将分析类型设置为Harmonic，设置响应频率范围和子部数量，提高结果的准确性；所述结果分析在有限元软件中开展Harmonic仿真分析，获得叶片的位移场与应变场，先将位移云图、应变云图与模态分析结果进行对比，若模态分析与Harmonic分析获得的振型云图保持一致，只是数值存在差异，则说明计算准确，能用于后续应变场提取。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 太原理工大学 一种航空发动机叶片非接触式应变场分析方法
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