本发明属于航空发动机结构强度设计，具体涉及一种航空发动机叶片非接触式应变场分析方法。
背景技术：
1、航空发动机属于一种高速旋转的热力机械装置，其上设置数量较多的静子叶片和转子叶片，工作时发动机轴带动转子叶片高速旋转，转子叶片与静子叶片相配合作用以达到对空气增压压缩的目的，为后续空气在燃烧室中燃烧做准备。叶片在发动机中起着举足轻重的作用，大部分叶片在整机工作中处于悬臂状态，工作时极易出现振动大、振动疲劳等问题，导致叶片掉块、断裂等故障，严重威胁发动机整机的安全。
2、为了减少由叶片振动引发的故障，结构设计前期时需对叶片进行模态仿真分析，如付曦等人在《某航空发动机压气机叶片振动分析》；寇海军等人在《航空发动机风扇叶片振动特性分析》、获得了航空发动机叶片振动特性分析；龙伦等人在《航空发动机带冠涡轮叶片振动特性分析及验证》都给出了相关研究，但基于有限元理论的模态分析结果只能给出叶片的相对振动位移和相对振动应力，无法给出准确的振动位移和振动应力值，不利于获得叶片真实的振动位移值获取。为了获得真实的叶片振动位移与应变等，在叶片动频试验时可采用激光测振仪进行非接触式位移测量，但由于技术条件的限制，目前的技术只能测量构件局部一些点或一条线上的位移数据，无法测得整个叶片表面上各点的变形和位移，特别是对于高温环境下的叶片动频试验，试验测得结果非常有限，严重制约试验结果评价与研发进度。
3、为了解决叶片动频试验测量数据少、无法准确给出叶片整体结构位移场、应变场等问题，结合有限元仿真技术，提出一种叶片非接触式应变场分析方法，本方法可为叶片动频试验分析和振动排故提供重要的技术支持。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种航空发动机叶片非接触式应变场分析方法，以解决上述背景技术中提出的问题。
2、为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
3、一种航空发动机叶片非接触式应变场分析方法，包括以下步骤：
4、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；
5、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；
6、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；
7、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；
8、所述计算设置在仿真分析软件中将分析类型设置为harmon i c，设置响应频率范围和子部数量，提高结果的准确性；
9、所述结果分析在有限元软件中开展harmon i c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harmon i c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。
10、优选的，所述模态仿真分析包括振动理论、叶片模型网格划分、有限元前处理设置、模态仿真分析和后处理结果提取。
11、优选的，所述振动理论用于求解以下方程组：
12、(k-λim)φi＝0,i＝1,2,...n
13、其中i为频率阶次，λi为第i个特征值，φi为第i阶特征向量，又称为振型，模态分析是求解特征值的问题，通过求解得到结构各阶次下的振动固有频率、振型。
14、优选的，所述叶片模型网格划分对于给定的叶片三维模型，采用前处理分网软件对叶片结构进行有限元网格划分，为了保持计算精度，采用带中间节点的网格单元，且对叶片与榫头过渡位置的网格进行加密与细化。
15、优选的，所述有限元前处理设置将网格模型导入到大型有限元软件中，开展材料赋值、边界设定、单元设定，为了提升计算精度和保持计算结果的可靠性，边界条件要与试验时的夹持方式保持一致。
16、优选的，所述模态仿真分析在有限元软件中设置模态分析选项，通过开展模态仿真分析，获得叶片固有频率、振型、相对振动应力、相对位移、相对应变数据。
17、优选的，对于载荷施加，设试验测得的位移为δi，在距离叶根1mm处施加位移载荷δ1mm，则有：
18、δ1mm＝δi+(φ1mm-φi)
19、其中δi：试验测得的位移值；
20、δ1mm：在距离叶根1mm处施加的位移载荷；
21、φ1mm：模态分析中距离叶根1mm处的振型位移值；
22、φi：模态分析中试验点位置的振型位移值。
23、优选的，对于harmon ic仿真分析中的振动响应，采用设定频率范围来分析harmoni c仿真分析中叶片在目标频率附近的振动，通过设定上下浮动2％的范围，即覆盖目标频率附近的响应情况，确保分析结果的准确性，表示为：
24、ωmin＝ωt×0.98
25、ωmax＝ωt×1.02
26、其中ωt：目标频率，为模态分析的第一阶频率；
27、ωmin：频率范围下限；
28、ωmax：频率范围上限。
29、优选的，在harmon ic仿真分析中采用子部数量和步长来精确地计算叶片在目标频率范围内的振动响应，表示为：
30、
31、其中n：计算子部数量；
32、ωmax：频率范围上限；
33、ωmin：频率范围下限；
34、δω：步长，频率范围内的频率增量，步长的选择影响计算的精度和效率，通过控制子部数量控制，在保证精度的同时，提高计算效率。
35、与现有技术相比，本发明的有益效果是：
36、本发明所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、动频结果分析、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。
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：
2.根据权利要求1所述的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：所述模态仿真分析包括振动理论、叶片模型网格划分、有限元前处理设置、模态仿真分析和后处理结果提取。
3.根据权利要求2所述的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：所述振动理论用于求解以下方程组：
4.根据权利要求2所述的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：所述叶片模型网格划分对于给定的叶片三维模型，采用前处理分网软件对叶片结构进行有限元网格划分，为了保持计算精度，采用带中间节点的网格单元，且对叶片与榫头过渡位置的网格进行加密与细化。
5.根据权利要求2所述的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：所述有限元前处理设置将网格模型导入到大型有限元软件中，开展材料赋值、边界设定、单元设定，为了提升计算精度和保持计算结果的可靠性，边界条件要与试验时的夹持方式保持一致。
6.根据权利要求2所述的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：所述模态仿真分析在有限元软件中设置模态分析选项，通过开展模态仿真分析，获得叶片固有频率、振型、相对振动应力、相对位移、相对应变数据。
7.根据权利要求1所述的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：对于载荷施加，设试验测得的位移为δi，在距离叶根1mm处施加位移载荷δ1mm，则有：
8.根据权利要求1所述的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：对于harmonic仿真分析中的振动响应，采用设定频率范围来分析harmonic仿真分析中叶片在目标频率附近的振动，通过设定上下浮动2％的范围，即覆盖目标频率附近的响应情况，确保分析结果的准确性，表示为：
9.根据权利要求8所述的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：在harmonic仿真分析中采用子部数量和步长来精确地计算叶片在目标频率范围内的振动响应，表示为：
