(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111340983.X (22)申请日 2021.11.12 (71)申请人 西北工业大 学 地址 710072 陕西省西安市友谊西路127号 (72)发明人 黄璜　贾新凯　章嘉麟　王丁喜　 黄秀全　 (74)专利代理 机构 西安维赛恩专利代理事务所 (普通合伙) 61257 代理人 张瑾 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 111/10(2020.01) G06F 113/08(2020.01)G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 快速评估航空发动机风扇叶片颤振的方法 (57)摘要 本发明公开了一种快速评估航空发动机风 扇叶片颤振的方法， 首先将叶片的模态振型分解 为三个正交模态； 然后根据气动功的线性叠加原 理并利用计算流体力学仿真技术， 计算出不同攻 角、 折合频率情况下的临界模态参数； 绘制出不 同临界模态 参数对应的攻角—折合频率曲线后， 通过对比待评估风扇叶片近喘点的攻角α和折 合频率k对应的临界模态参数与其实际模态参 数， 建立了一种快速的叶片颤振评估方法， 对航 空发动机风扇叶片的防颤设计有着重要的意 义。 权利要求书3页 说明书12页 附图4页 CN 114065423 A 2022.02.18 CN 114065423 A 1.一种快速 评估航空发动机风扇叶片颤振的方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 步骤一、 利用商用有限元软件ANSYS  Mechanical  APDL对标准风扇叶片进行结构化 的 网格划分， 并计算出在离心力引起的预应力作用下， 所述标准风扇叶片的叶片模态振型φ 及固有频率； 步骤二、 将步骤一中所获取的叶片模态振型φ分解为三个正交模态， 所述的三个正交 模态分别 为： 垂直弦向弯曲的模态振型φflex、 沿弦向弯曲的模态振型φedgewise以及绕弦长 中点扭转的模态振型φtwist； 同时， 即得到了所述三个正交模态对应的广义位移， 所述的广 义位移即为每 个模态中的最大值分别为h1、 h2、 h3； 从而定义所述 风扇叶片的标准模态参数σ 为： 其中0≤a＜1； 步骤三、 采用计算流体力学软件， 改变所述标准风扇叶片的出口背压， 并获取大于等于 标准风扇叶片喘振边界点处的流量 10％内， 标准风扇叶片的典型截面进口气流角和叶片进 口金属角， 得到所述 风扇叶片的典型截面上的标准 攻角 α； 同时， 根据步骤一得到的固有频率， 并选取固有频率 ±20％内的频率和所述标准风扇 叶片的典型截面处的进口相对速度以及弦长， 从而确定所述标准风扇叶片典型截面上的标 准折合频率k； 所述的风扇叶片的典型截面 为75％‑85％风扇叶高处的叶片截面； 步骤四、 在计算流体力学软件中通过多通道非定常的影响系数法计算， 所述的三个正 交模态在所有节 径下的气动功， 并确定最大气动功对应的节 径， 即最不稳定节 径； 所述的节 径是指， 叶间相位角为β 时， 全环叶片数为 Nb， 则对应的节 径为 步骤五、 根据步骤二中确定的标准模态参数σ和步骤四中得到的所述三个正交模态的 气动功， 在计算流体力学软件中基于气动功的线性叠加原理， 计算所述三个正交模态在不 同广义位移组合下的气动功， 并由此确定零气动功时， 对应的标准临界模态参数σ0； 步骤六、 依据步骤三中确定的标准攻角α和标准折合频率k， 结合步骤五中确定的标准 临界模态参数σ0， 绘制在不同临界模态参数下， 对应的标准攻角α和标准折合频率k的标准 风扇叶片颤振曲线图； 步骤七、 根据所述步骤一至步骤三的计算方法， 计算实际风扇叶片的实 际攻角α实和实 际折合频率k实和实际模态参数σ实， 对照步骤六中得到的标准风扇叶片颤振曲线图， 确定所 述实际风扇叶片的实际攻角α实和实际折合频率k实对应的标准临界模态参数σ0实， 将所述的 实际临界模态参 数σ0实和实际模态参 数σ实进行比较， 当σ实＜σ0实时， 所述待 评估风扇叶片存在 颤振风险。 2.如权利要求1所述的快速评估航空发动机风扇叶片颤振的方法， 其特征在于， 所述的 步骤一中： 设叶片质量矩阵为M， C为阻尼矩阵， K为刚度矩阵， f为气动力， 为位移， 则有 式中： 即为 的一阶导数， 即为速度； 为加速度； 模态分析中， 不 考虑外力f与阻尼C， 得到：权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 114065423 A 2x为： 式中： 其中叶片模态振型为φ， ω为所述待评估风扇叶片的振动角频率， 则有 ‑Mω2φ+Kφ＝0 ‑(φTMφ)ω2+φTKφ＝0 式中： φT为所述叶片模态振型φ的转置， ； 使用质量矩阵归一 化， 即得到 φTMφ＝I 由此即可求得叶片模态振型φ， φ的最大值即为广义 位移h。 3.如权利要求1所述的快速评估航空发动机风扇叶片颤振的方法， 其特征在于， 所述的 步骤二中所述叶片模态振型φ分解的过程是在六面体单元结构化有限元网格的每一径向 层中进行， 模态分解 步骤如下： 1)平均所述叶片模态振型φ在前缘和尾缘的位移向量得到弯曲模态φbending； 其中Φleading edge是指模态在前缘的位移向量， Φtrailnge  edge是指模态在尾缘 的位移向 量； 2)所述绕弦长中点扭转模态振型φtwist为叶片模态振型φ与弯曲模态φbending之差； φtwist＝φ‑φbending 3)按径向层将弯曲模态φbending再次投影至弦长 方向和垂直弦长 方向， 即可得到沿弦向 弯曲模态振型φedgewise和垂直弦向弯曲模态振型φflex。 φedgewise＝φbending×cosγ φflex＝φbending×sinγ 其中， γ为各层中弯曲模态位移向量与弦长向量的夹角。 4.如权利要求1所述的快速评估航空发动机风扇叶片颤振的方法， 其特征在于， 所述的 步骤三中所述标准 攻角 α 和标准 折合频率k具体的计算 步骤如下： 采用所述计算流体力学软件， 确定 所述标准风扇叶片典型截面处的进口气流角 β1， 并根 据所述标准 风扇叶片的叶片进口金属角 β1k， 从而确定所述典型截面上的标准 攻角 α： α ＝β1‑β1k 所述典型截面上的标准 折合频率k： 式中， ω为叶片振动角频率， V叶片进口流场相对速度， C为叶片弦长 。 5.如权利要求1所述的快速评估航空发动机风扇叶片颤振的方法， 其特征在于， 所述的 步骤四中所述的三个正交模态在所有节 径下的气动功过程具体为： 所述的气动功是指在一个振动周期内非定常气动力对所述标准 风扇叶片所做的功为：权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 114065423 A 3