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申请/专利权人：北京航空航天大学;中国航发四川燃气涡轮研究院

摘要：本发明提出了一种面向单机寿命管理的涡轮叶片过渡态载荷快速计算方法，包括以下步骤：获取涡轮流道、导叶和动叶的几何模型和材料参数；采用拉丁超立方采样方法对涡轮叶片流道边界条件参数变化范围进行正交试验设计，从而获取涡轮叶片流道的进出口截面性能参数变化范围的抽样参数；采用本征正交分解理论对涡轮叶片表面绝热温度和表面热流解空间进行降维，获取降维后得到的低维流形的基函数；构建数据集；开展涡轮叶片过渡态温度场求解，获取涡轮叶片温度场分布，在此基础上施加离心力和约束边界条件后，再开展涡轮叶片过渡态应力场求解。根据本发明技术方案，能够快速评估航空发动机使用过程中的载荷历程，反映过渡态特征。

主权项：1.一种面向单机寿命管理的涡轮叶片过渡态载荷快速计算方法，其特征在于，包括以下步骤：S110，获取涡轮叶片流道、导叶和动叶的几何模型和材料参数，所述材料参数包括涡轮叶片材料的密度、弹性模量E、泊松比ν、热膨胀系数α、导热率λ、比热容；S120，采用拉丁超立方采样方法对涡轮叶片流道边界条件参数变化范围进行正交试验设计，从而获取涡轮叶片流道边界条件参数，涡轮叶片流道边界条件参数包括涡轮叶片实际工作情况下的转速、流道进口总温、进口总压、落压比；根据试验设计结果开展涡轮叶片流场仿真计算，以获取获取涡轮叶片表面绝热温度和表面热流；S130，采用本征正交分解理论对涡轮叶片表面绝热温度和表面热流解空间进行降维，获取降维后得到的低维流形的基函数；S140，获取涡轮叶片流道边界条件参数-叶片表面绝热温度数据集和涡轮叶片流道边界条件参数-叶片表面热流数据集中不同涡轮叶片流道边界条件参数在步骤S130确定的基函数下的本征正交分解系数，构建涡轮叶片流道边界条件参数-叶片表面绝热温度基函数系数数据集和涡轮叶片流道边界条件参数-叶片表面热流基函数系数数据集，采用高斯过程回归方法建立和代理模型，其中f是涡轮叶片流道边界条件参数-涡轮叶片表面温度场基函数系数映射关系，g是涡轮叶片流道边界条件参数-涡轮叶片表面热流基函数系数映射关系；S150，根据飞行记录仪记录飞行参数得到涡轮叶片流道边界条件参数，采用和代理模型获取本征正交分解系数，结合本征正交分解的分解公式获得涡轮叶片表面绝热温度和等温条件下表面热流，根据换热系数定义，式中为叶片表面绝热热流为0、为叶片壁面温度为时的叶片表面热流、叶片表面绝热温度，获得飞行过程中涡轮叶片表面换热系数以及涡轮叶片传热洛平边界条件，开展涡轮叶片过渡态温度场求解，获取涡轮叶片温度场分布，在此基础上施加离心力和约束边界条件后，再开展涡轮叶片过渡态应力场求解。

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