CN104748928A - 一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于振动疲劳试验技术领域，具体涉及一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，目的是解决现有技术存在的过试验或者欠试验问题。该方法包括标定最大振动应力响应点、选择辅助监测点、正弦定频率稳定激励叶片、判定叶片疲劳破坏和分析试验结果五个步骤。本发明采用采用选择辅助监测点和正弦定频率稳定激励叶片步骤，有效稳定了试验过程中叶片的振动应力水平（波动误差在2%以内），保证了试验精度，实现了全程监控叶片的最大应力点处的振动应力水平。

Description

一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法

技术领域

本发明属于振动疲劳试验技术领域，具体涉及一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法。

背景技术

航空发动机被喻为战机的“心脏”，而发动机叶片是航空发动机工作环境最恶劣，结构最复杂的零件，也是发动机最主要的故障多发件。航空发动机叶片的可靠性，制约着现代高性能航空发动机高推重比、高适用性、高可靠性、耐久性和低成本的要求。

航空发动机叶片在工作过程中，会长期承受大负荷交变载荷。当交变载荷的大小超过相应的疲劳极限，叶片就会在设计寿命之内出现疲劳裂纹，逐步发展至疲劳断裂，会出现发动机停车事故，严重影响飞行员的生命安全。航空发动机叶片的振动疲劳试验用于确定叶片在不同交变载荷下的疲劳寿命，或者确定叶片在规定寿命下的疲劳极限，也可以用来进行故障分析和检验改进设计。

目前，航空发动机叶片材料大部分为钛合金，该材料的疲劳极限应力能达到400MPa或者更高。在进行此类型振动疲劳试验时，使叶片上的最大应力响应点的应力水平达到疲劳极限应力，实现难度很大；并且疲劳寿命试验对疲劳极限应力的敏感度极高，一般要求振动过程中实测应力响应的误差在疲劳极限应力的3%以内。

为了实现叶片最大响应应力点达到疲劳极限应力，传统的试验方法是利用共振放大原理，用激振器在叶片1阶共振频率处对叶片进行正弦激励，通过电阻应变片测量叶片最大应力响应点处的应变响应来判断是否该处达到疲劳极限应力。这样做经常伴随如下问题：由于叶片共振频率的小范围漂移（0～2Hz），造成振动响应幅值也产生漂移，使叶片最大响应应力点处应力不稳定，经常出现过试验或者欠试验，对试验结果造成很大影响；并且由于试验时叶片的振动频率高、振动响应幅值大，测量最大振动应力点处的应变片往往还没坚持到疲劳极限应力便出现应变片脱落，信号传输线断裂，造成试验失去监控而被迫停止。

发明内容

本发明的目的是解决现有技术存在的过试验或者欠试验问题，提供一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法。

本发明是这样实现的：

一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，包括如下步骤：

第一步：标定最大振动应力响应点；

第二步：选择辅助监测点；

第三步：正弦定频率稳定激励叶片；

第四步：判定叶片疲劳破坏；

第五步：分析试验结果。

如上所述的标定最大振动应力响应点步骤，初步测定叶片表面的应力分布，然后在振动应力较大的区域采用逐次逼近的测量方法，在叶片振动应力较大区域，小尺寸在上下或/和左右方向移动应变片，反复测量，最终找到叶身上的应力最大点位置的坐标。

如上所述的标定最大振动应力响应点步骤，沿航空发动机叶片弦线方向在叶盆和叶背粘贴应变片；粘贴应变片时，至少应保证沿弦线方向六等分；

根据振动试验过程中叶片的实际安装边界条件，采用有限元法计算叶片一阶固有频率fc；用电动振动台采用频率范围(fc-100，fc+100)对叶片进行振动幅值1g，0.5oct/min的正弦扫描振动试验，根据发动机叶片上振动过程中测量的应力曲线确定叶片的一阶固有频率fc，及最大应力区域；然后，采用逐次逼近的测量方法：在叶片振动应力较大区域，按每次1mm的小尺寸在上下或/和左右方向移动应变片，反复测量，最终找到叶片的应力最大点位置。

如上所述的选择辅助监测点步骤，根据正弦扫描振动试验过程中的各点应力响应数据选择辅助监测点，选取的原则为：（1）该点应力水平稳定，（2）振幅及应力较小，选取弦线上靠近叶片根部附近满足以上原则的应变片为最大振动应力点的辅助监测点。

如上所述的选择辅助监测点步骤，所述的该点应力水平稳定是指，在一阶固有频率fc激振时，该点应力水平波动误差不大于1%；所述的振幅较小是指，此处的振幅较小是指振幅不大于叶片叶尖附近最大振幅5%；所述的应力较小是指，此处的应力是指最大应力的40%～70%。

如上所述的正弦定频率稳定激励叶片步骤，采用共振峰后0.5Hz作为激励频率，电动振动台***采用开环控制方式提供疲劳极限应力水平下稳定的激励环境。

如上所述的正弦定频率稳定激励叶片步骤，选取fc+0.5Hz作为电动振动台的激励频率，以初始正弦定频量级的驱动电压作为开环控制方法起始电压，然后逐步增加控制仪输出，起初，控制仪输出驱动电压的分辨率调低，此处的分辨率为初始驱动电压的20%～30%，控制仪输出驱动电压的分辨率调低，在最大应力响应点达到80%的疲劳极限应力时，增大输出驱动电压的分辨率，输出驱动电压的分辨率为初始驱动电压的5%，使叶片上的最大振动应力到要求的水平。

如上所述的分析试验结果步骤，计算叶片最大应力点达到要求的设计疲劳极限应力水平后叶片的振动周期数，确定该型叶片结构设计是否达到预期要求。

本发明的有益效果是：

本发明采用采用选择辅助监测点和正弦定频率稳定激励叶片步骤，有效稳定了试验过程中叶片的振动应力水平（波动误差在2%以内），保证了试验精度，实现了全程监控叶片的最大应力点处的振动应力水平。

附图说明

图1是本发明的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法进行介绍：

如图1所示，一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，包括如下步骤：

第一步：标定最大振动应力响应点；

初步测定叶片表面的应力分布，然后在振动应力较大的区域采用逐次逼近的测量方法，在叶片振动应力较大区域，小尺寸在上下或/和左右方向移动应变片，反复测量，最终找到叶身上的应力最大点位置的坐标。

在本实施例中，沿航空发动机叶片弦线方向在叶盆和叶背粘贴应变片；粘贴应变片时，应变片间距不宜过大，至少应保证沿弦线方向六等分。

根据振动试验过程中叶片的实际安装边界条件，采用有限元法计算叶片一阶固有频率fc。用电动振动台采用频率范围(fc-100，fc+100)对叶片进行振动幅值1g（重力加速度），0.5oct/min（倍频程/分钟）的正弦扫描振动试验，根据发动机叶片上振动过程中测量的应力曲线确定叶片的一阶固有频率fc（正弦扫描振动试验中所测得的发动机叶片应力在时域上是随时间变化的应力-时间曲线，经过频谱分析，在频域上是随电动振动台激励频率变化的应力-频率曲线，应力-频率关系曲线上应力峰值所对应频率为一阶固有频率fc），及较大应力区域。然后，采用逐次逼近的测量方法：在叶片振动应力较大区域，按每次1mm的小尺寸在上下或/和左右方向移动应变片，反复测量，最终找到叶片的应力最大点位置。

第二步：选择辅助监测点；

根据正弦扫描振动试验过程中的各点应力响应数据选择辅助监测点，选取的原则为：1.该点应力水平稳定，一般，在一阶固有频率fc激振时，该点应力水平波动误差不大于1%；2.振幅及应力较小，此处的振幅较小是指振幅不大于叶片叶尖附近最大振幅5%，此处的应力是指最大应力的40%～70%。因此，可选取弦线上靠近叶片根部附近满足以上原则的应变片为最大振动应力点的辅助监测点。

第三步：正弦定频率稳定激励叶片；

采用共振峰后0.5Hz作为激励频率，电动振动台***采用开环控制方式提供疲劳极限应力水平下稳定的激励环境。

在本实施例中，选取fc+0.5Hz作为电动振动台的激励频率，以初始正弦定频量级（1g）的驱动电压作为开环控制方法起始电压，然后逐步增加控制仪输出，起初，控制仪输出驱动电压的分辨率调低，此处的分辨率为初始驱动电压的20%～30%，控制仪输出驱动电压的分辨率调低，在最大应力响应点达到80%的疲劳极限应力时，增大输出驱动电压的分辨率，使叶片上的最大振动应力到要求的水平，此时，输出驱动电压的分辨率为初始驱动电压的5%，在本实施例中，叶片上的最大振动应力达到370MPa。在试验过程中，若最大应力响应点应力响应变小，可适当微幅调整激励频率，具体是指按照频率分辨率最小单位调整，本实例中频率分辨率最小单位为1/200Hz。

利用振动台进行振动试验时，常规的控制方式是闭环控制，以振动台台面上的加速度为目标反馈，通过调整控制仪驱动电压的大小，最终保证振动台台面上的加速度达到规定量值。但对于发动机叶片，在叶片高应力振动疲劳试验中，叶片的振幅很大，带动夹具与之耦合振动，受此影响，在实时闭环控制过程中，当振动台台面上的加速度达到规定量值之后仍然无法立刻稳定，迫使控制仪不断改变驱动电压的信号进行微小的起伏调整，造成叶片上的振动应力起伏变化，并且，由于共振放大的因素，导致应力起伏很大，最大振动应力的波动值约为设定值的20%。开环控制时加速度传感器不参与控制，单纯依靠控制仪输出信号控制振动台。采用开环控制更能稳定控制叶片上的振动应力，最大振动应力的波动误差小于2%。具体方法如下：先固定振动台的激励频率，然后逐步增加控制仪输出给功率放大器的驱动电压，或者微幅调整激励频率的大小，使叶片上的最大振动应力到要求的水平。当激励频率确定之后，振动应力随振动台激振力的提高而提高，振动台的激振力与其运动部件的加速度成正比。

第四步：判定叶片疲劳破坏；

振动一段时间后，若调整控制仪驱动电压和微幅调整频率均不能保证叶片最大应力点达到设计疲劳极限应力，则停止激励源的输出，检查叶片是否有裂纹出现。然后按初始扫描环境对叶片进行正弦扫描振动试验，在边界条件与初始状态一致条件下，若一阶共振频率降幅达10%，则认为叶片已经疲劳破坏。

第五步：分析试验结果；

计算叶片最大应力点达到要求的设计疲劳极限应力水平后叶片的振动周期数，确定该型叶片结构设计是否达到预期要求。

在本发明中，电动振动台及其使用方法均为公知常识，例如，使用电动振动台开展正弦扫描振动试验即为公知常识。

本发明采用采用选择辅助监测点和正弦定频率稳定激励叶片步骤，有效稳定了试验过程中叶片的振动应力水平（波动误差在2%以内），保证了试验精度，实现了全程监控叶片的最大应力点处的振动应力水平。

Claims (8)

1.一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，包括如下步骤：

第一步：标定最大振动应力响应点；

第二步：选择辅助监测点；

第三步：正弦定频率稳定激励叶片；

第四步：判定叶片疲劳破坏；

第五步：分析试验结果。

2.根据权利要求1所述的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于：所述的标定最大振动应力响应点步骤，初步测定叶片表面的应力分布，然后在振动应力较大的区域采用逐次逼近的测量方法，在叶片振动应力较大区域，小尺寸在上下或/和左右方向移动应变片，反复测量，最终找到叶身上的应力最大点位置的坐标。

3.根据权利要求2所述的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于：所述的标定最大振动应力响应点步骤，沿航空发动机叶片弦线方向在叶盆和叶背粘贴应变片；粘贴应变片时，至少应保证沿弦线方向六等分；

根据振动试验过程中叶片的实际安装边界条件，采用有限元法计算叶片一阶固有频率fc；用电动振动台采用频率范围(fc-100，fc+100)对叶片进行振动幅值1g，0.5oct/min的正弦扫描振动试验，根据发动机叶片上振动过程中测量的应力曲线确定叶片的一阶固有频率fc，及最大应力区域；然后，采用逐次逼近的测量方法：在叶片振动应力较大区域，按每次1mm的小尺寸在上下或/和左右方向移动应变片，反复测量，最终找到叶片的应力最大点位置。

4.根据权利要求1所述的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于：所述的选择辅助监测点步骤，根据正弦扫描振动试验过程中的各点应力响应数据选择辅助监测点，选取的原则为：（1）该点应力水平稳定，（2）振幅及应力较小，选取弦线上靠近叶片根部附近满足以上原则的应变片为最大振动应力点的辅助监测点。

5.根据权利要求1所述的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于：所述的选择辅助监测点步骤，所述的该点应力水平稳定是指，在一阶固有频率fc激振时，该点应力水平波动误差不大于1%；所述的振幅较小是指，此处的振幅较小是指振幅不大于叶片叶尖附近最大振幅5%；所述的应力较小是指，此处的应力是指最大应力的40%～70%。

6.根据权利要求1所述的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于：所述的正弦定频率稳定激励叶片步骤，采用共振峰后0.5Hz作为激励频率，电动振动台***采用开环控制方式提供疲劳极限应力水平下稳定的激励环境。

7.根据权利要求5所述的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于：所述的正弦定频率稳定激励叶片步骤，选取fc+0.5Hz作为电动振动台的激励频率，以初始正弦定频量级的驱动电压作为开环控制方法起始电压，然后逐步增加控制仪输出，起初，控制仪输出驱动电压的分辨率调低，此处的分辨率为初始驱动电压的20%～30%，控制仪输出驱动电压的分辨率调低，在最大应力响应点达到80%的疲劳极限应力时，增大输出驱动电压的分辨率，输出驱动电压的分辨率为初始驱动电压的5%，使叶片上的最大振动应力到要求的水平。

8.根据权利要求1所述的一种基于电动振动台的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于：所述的分析试验结果步骤，计算叶片最大应力点达到要求的设计疲劳极限应力水平后叶片的振动周期数，确定该型叶片结构设计是否达到预期要求。