图1所示;根据设计转速，获得满轮叶盘结构的避开共振裕度(距离满轮叶盘转速最近 的共振转速与满轮叶盘转速的比），结合确定性设计准则，判断满轮叶盘结构是否满足准则 要求，如一般要求避开共振裕度15%-20%。若不满足准则要求，则返回设计支持，修改结 构，直到满足确定性设计准则为止。
[0021] (3)失效模式的寿命可靠性设计:在确定性详细设计的基础上，分析影响满轮叶盘 结构振动的几何尺寸、材料等随机因素及其分布特征，如弹性模量满足正态分布等;获得各 阶固有频率尤其危险振型固有频率的分布特征，如图1中若工作转速为5(K)rad/s，则满轮前 56片导叶为危险激励源，56倍频线与第屯阶和第八阶振型的交点的横坐标在5(K)rad/s附 近，因此危险振型为第屯阶与第八阶振动;通过发动机原始飞行参数记录和载荷谱分析，获 得发动机的转速谱，进而获得激励源频率的分布特征，例如图1中转速如果满足正态分布， 则危险激励源频率也满足正态分布，均值和标准差可W根据f = 56Xv/23i确定，其中V为发 动机转速，f为激励源频率;结合危险振型固有频率的分布特征与危险激励源频率的分布特 征，如第屯阶f 7与第八阶f 8的分布特征W及激励源频率f的分布特征，根据确定性设计准则 给定的避开共振裕度(如避开共振裕度8 = 15%)，则f7s=(l+S)f7，f8s=(l-S)f8,利用应力 强度干设模型确定P(f〉f7S)、P(f<f8S)，即Wδ = 15%为避开共振裕度时，结构避免共振的可 靠度。针对结构振动概率准则，对振动可靠性分析结果进行评估。如结构可靠性结果不满足 要求，则返回设计支持，修改结构。
[0022] (4)组合风险评估:一般危险振型不只一个，如图1为第屯阶与第八阶，可靠性设计 准则要求与每个危险振型保持的避开共振裕度均高可靠性的满足确定性设计准则。因此， 对每个危险振型进行步骤(3)的分析，并对全部振型进行组合风险评估，计算满轮叶盘结构 满足给定避开共振裕度的综合可靠度，如图1情况结构避开共振的可靠度为P = P(f〉f78)XP (f<fs?)〇
[0023] (5)设计决策:依据结构设计的重量、避开共振裕度、可靠性各项技术指标，对满轮 叶盘结构进行设计决策。若各项技术指标满足要求，则完成设计；否则转入设计支持，结合 分析结果查找原因，返回初始结构方案，对结构形式、尺寸或材料进行修改。再次重复步骤 (2)至(5 )，如此反复进行直到满足设计决策要求。
[0024] 提供W上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本 发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修 改，均应涵盖在本发明的范围之内。
【主权项】
1. 一种涡轮叶盘结构振动可靠性设计方法，其特征在于:包括初始方案设计、危险振型 分析、振动可靠性设计和设计决策四个部分，实现步骤如下： (1) 初始方案设计:首先开展涡轮叶盘结构初始方案设计，根据强度、气动要求确定涡 轮叶盘结构结构初步形式，并使共振转速不落在发动机设计工作转速附近或者发动机在共 振转速下停留时间不长;计算并确定涡轮叶盘结构初始方案的重量，为后续步骤提供重量 初始量； (2) 确定性详细设计:通过涡轮叶盘选取的材料性能试验或材料数据手册，获取涡轮叶 盘结构的材料属性;通过传热分析或实际测量，获取结构的温度场;对涡轮叶盘结构进行考 虑预应力的模态分析;结合结构前后静叶或支板结构，确定涡轮叶盘结构的激振源;结合模 态分析结构与激振源确定的倍频线绘制Campbell图，根据涡轮叶盘的设计转速，获得涡轮 叶盘结构的避开共振裕度，结合确定性设计准则，判断涡轮叶盘结构是否满足准则要求;若 不满足确定性设计准则要求，则返回设计支持，即以分析结果作为支持查找原因，对涡轮叶 盘结构尺寸或材料进行修改，直到满足确定性设计准则为止； (3) 振动可靠性设计:在确定性详细设计的基础上，分析影响涡轮叶盘结构的几何、材 料随机因素及其分布特征，获得各阶固有频率尤其危险振型固有频率的分布特征;通过发 动机原始飞行参数记录和载荷谱分析，获得发动机的转速谱，进而获得激励源频率的分布 特征，并结合给定的避开共振裕度修正激励源频率;结合危险振型固有频率的分布特征与 危险激励源频率的分布特征，获得确定性设计准则给定的避开共振裕度的可靠度，针对结 构振动概率准则，对涡轮叶盘结构振动可靠性分析结果进行评估，如涡轮叶盘结构可靠性 结果不满足要求，则返回设计支持，即以分析结果作为支持查找原因，对涡轮叶盘结构尺寸 或材料进行修改； (4) 组合风险评估:对每个危险振型进行步骤(3)的分析，并对全部振型进行组合风险 评估，计算涡轮叶盘结构满足给定避开共振裕度的综合可靠度； (5) 设计决策:依据涡轮叶盘结构初始方案的重量，避开共振裕度和可靠性各项技术指 标，对涡轮叶盘结构进行评估，若各项技术指标满足要求，则完成设计;否则转入设计支持， 结合分析结果查找原因，返回涡轮叶盘结构初始方案，对涡轮叶盘结构尺寸或材料进行修 改，再次重复步骤(2)至(5)，如此反复进行直到满足设计决策要求。2. 根据权利要求1所述涡轮叶盘结构振动可靠性设计方法，其特征在于:所述步骤(3) 中，避开共振裕度修正激励源频率时，考虑结构避开共振裕度I将激励源频率的低频率危 险振型进行(1+S)修正，将激励源频率的高频率危险振型进行(14)修正。3. 根据权利要求1所述涡轮叶盘结构振动可靠性设计方法，其特征在于:所述步骤(4) 中在进行组合风险评估时，将涡轮叶盘结构避开全部危险振型看作串联模型，来计算涡轮 叶盘结构的避开共振的综合可靠度为各危险振型的可靠度，危险振型 分别为第m，m+l，m+2,…，11阶振型。
【专利摘要】本发明涉及一种涡轮叶盘结构振动可靠性设计方法，初始方案设计，确定结构的几何形状并计算重量；绘制Campbell图，将确定性避开共振裕度作为优化约束条件；分析影响涡轮叶盘结构的几何、材料等，通过发动机原始飞行参数记录和载荷谱分析，获得发动机的转速谱，获得确定性设计准则给定的避开共振裕度的可靠度；针对结构振动概率准则，对振动可靠性分析结果进行评估。如结构可靠性结果不满足要求，则返回设计支持；对每个危险振型进行分析，并对全部振型进行组合风险评估，计算涡轮叶盘结构满足给定避开共振裕度的可靠性；判断是否满足各项技术指标要求，如不满足转入设计支持，对尺寸或材料进行修改。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN105447272
【申请号】CN201510955044
【发明人】王荣桥, 胡殿印, 刘华伟, 樊江, 申秀丽
【申请人】北京航空航天大学
【公开日】2016年3月30日
【申请日】2015年12月17日