面向单机寿命管理的涡轮叶片过渡态载荷快速计算方法

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。