空心結構高周疲勞振動測試裝置及方法
【專利摘要】本發明屬于試驗【技術領域】，涉及一種空心結構高周疲勞振動試驗裝置及方法。試驗裝置包括試驗裝置底座、簡支端支板、簡支端夾頭軸承、簡支端夾頭、絞支端夾頭、絞支端夾頭軸、搖臂、搖臂軸承、絞支端支座。本發明采用了一端簡支、一端絞支的夾持方案，使試驗件的最大應力區域遠離夾持位置；該試驗裝置可采用等截面且截面外形相對簡單的試驗件，使得試驗件考核部位的應力分布相對簡單，便于后續理論分析。本發明提出的空心結構試驗件的外形方案以及相應的高周疲勞振動試驗裝置，實現空心結構高周振動試驗件結構簡單、外形均勻；實現試驗件的考核部位遠離夾持端；實現試驗件的應力狀態相對簡單、均勻；實現振動臺加載過程簡單。
【專利說明】空心結構高周疲勞振動測試裝置及方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于試驗【技術領域】，涉及一種空心結構高周疲勞試驗裝置及方法。
【背景技術】
[0002]當前各類飛行器主要采用航空渦輪噴氣發動機作為動力裝置，這類動力裝置工作時吸入空氣，空氣壓力提高后，燃料被注入到高壓空氣中并燃燒，生成高溫、高壓燃氣，燃氣用于直接或間接產生推力。提高空氣壓力的部件被稱作為”壓氣機”，目前，壓氣機以軸流式為主，其由多個相似單元組成，每一單元為一級，由前后兩組葉片構成，前面一組為動葉，工作時高速旋轉，提高吸入空氣的速度，后一組則將氣流速度降低，壓力提高。在多級葉片協同工作中，后一級動葉將會受到前一級靜葉出口氣流的擾動，此外，由于轉子不平衡力、吸入氣流擾動等因素激勵，葉片可能產生振動，導致葉片失效。壓氣機位于發動機前端，失效葉片必然對發動機造成二次損傷，嚴重威脅到發動機的正常使用，甚至威脅飛行器的安全。
[0003]通過對失效航空渦輪噴氣發動機進行分析后得出，造成發動機失效的因素中，有約80%的原因與結構的疲勞失效相關。為了避免壓氣機葉片的疲勞失效，需要在設計中對葉片進行充分的振動疲勞試驗，驗證葉片振動特性并對葉片的疲勞性能進行評估，根據試驗中所用試件的特點可分為材料級試驗、構件級試驗以及部件級試驗三類。構件級別試驗相對簡單，并且能夠反映真實葉片某些方面的特點，因此，在葉片研制的初期需要開展大量構件級別試驗，為葉片詳細設計提供數據支持。
[0004]隨著近年來制造技術的發展，誕生了鈦合金寬弦空心風扇/壓氣機葉片，由于SPF/DB技術賦予與這類葉片中空的結構特征，相對于傳統實心鈦合金葉片，其結構重量極大降低，有利于改善葉片、輪盤工作條件和受力分布，因此，這類葉片逐漸成為壓氣機/風扇的發展趨勢。圖1-A所示為空心葉片的結構特征，從圖1-B中可以看出，葉片結構特征為外側的蒙皮11.以及蒙皮之間的瓦楞狀加強筋12.。作為航空渦輪噴氣發動機的部件，需要完全掌握葉片的振動、疲勞性能，但由于結構形式復雜，設計中的參量較多，難以使用真實結構開展研究，因此，在葉片研制初期常采用結構模擬件考察不同拓撲參數下結構的固有振動特性以及疲勞性能，并將這些數據融入到真實葉片設計中去，為實現這一目標，需要空心結構模擬試件以及空心結構高周疲勞振動測試裝置。
[0005]壓氣機葉片在工作過程中的受迫振動，激勵源可能為前排靜子葉片氣流、轉子不平衡力，由于壓氣機轉速約為每分鐘6000?10000轉左右，因此，葉片屬于高周疲勞振動，這類振動特點為結構中的交變應力較小，一般不超過材料的屈服極限。從結構上而言，壓氣機葉片安裝特點為懸臂梁的結構。即壓氣機葉片的振動特征為高周疲勞彎曲振動。
[0006]高周疲勞試驗中有三個要素，分別為激振設備、試驗件和測試裝置。現有的激振設備有采用壓電晶體為激勵源的試驗機、旋轉彎曲疲勞試驗機以及電動振動臺等，根據葉片材料以及工作中的振動特點，主要采用電動振動臺作為激勵手段。
[0007]試驗件是研究葉片振動特性和疲勞性能的關鍵要素，將所要研究的參數簡化并在試驗件設計中體現，即試驗件需要反映真實葉片某一方面的特點，此外，試驗件的結構特征還需滿足以下三個方面的要求:1)考核部位位于空心區域；2)考核部位應力狀態簡單；3)考核部位應力水平應能達到試驗要求；4)試驗開展簡單。在傳統振動試驗中，常將葉片外形簡化為平板，葉片榫頭簡化為方塊，夾持端厚度較大，夾持端與平板之間采用大圓角過渡。
[0008]測試裝置是高周疲勞試驗中的另一個關鍵因素，要求其具有足夠的剛度，試驗中將整個試件、夾具放置到電動振動臺上，由振動臺對試件施加高周振動載荷，利用共振原理使得葉片考核部位達到規定的應力水平。
[0009]現有試件為帶有夾持端的平板試件，試驗中，試驗件發生一彎變形，在這種試驗狀態下，其最大應力點位于夾持端與平板的過渡圓角部位，即最大應力點位于平板根部，由于處于幾何變化區(存在過渡圓角)，導致應力集中，造成應力分布不均勻，不便于后續理論分析工作；在上述試驗件的基礎上，一些方案通過改變試驗件外形，如采用沿著試驗件高度方向逐步減少厚度，或采用較大過渡圓角的設計方案，可以將試驗件上的最大應力區域從夾持端的過渡圓角區轉移到平板上，然而采用這種結構方式，將導致結構失去一致性，此外，這類結構設計方案同樣將導致考核部位存在較大應力梯度。如試驗件設計方案不變，但采用高階振型進行試驗，這雖然可以使得最大應力區離開夾持端，然而，這類試驗受限于試驗裝置，如振動臺頻率范圍和推力大小，在高階激振頻率下，難以保證試驗件考核部位的應力水平達到試驗任務書的中的量級，此外，試驗件在產生高階振動時，發生變形區域不規則，同樣造成考核部位應力分布不均勻。
[0010]根據上述分析，當前空心結構高周疲勞試驗中存在的不足為:1)試驗件中最大應力(即考核部位)處于夾持端；2)考核部位及附近區域存在較大的應力集中；3)不同區域結構不一致；4)利用高階振型開展試驗困難。
【發明內容】
[0011]本發明的目的是針對現有空心結構高周疲勞試驗技術中存在的不足，提出一種適用于這類結構的高周疲勞試驗的試驗裝置及方法。
[0012]本發明的技術解決方案是，試驗裝置包括試驗裝置底座1.;簡支端支板2.;簡支端夾頭軸承3.;簡支端夾頭4 ;絞支端夾頭5.;絞支端夾頭軸承6.;搖臂7.;搖臂軸承8.；絞支端支座9.。
[0013]試驗裝置底座1.水平放置，在其一端對稱安裝兩個簡支端支板2.，在每個簡支端支板2.頂部各安裝一個簡支端夾頭軸承3.，簡支端夾頭4.安裝的簡支端夾頭軸承3.上；在試驗裝置底座1.的另一端，對稱安裝兩個絞支端支座9.,搖臂軸承8.安裝在絞支端支座9.的軸承孔中，搖臂7.通過搖臂軸承8.與絞支端支座9.連接，在搖臂7.頂部安裝絞支端夾頭軸承6.，絞支端夾頭5.固定在絞支端夾頭軸承6.上。
[0014]測試時，I)將空心試驗件10.的兩端分別夾持在簡支端夾頭4.和絞支端夾頭
5.上，2)將試驗裝置緊固在振動臺上；3)向空心試驗件施加激振力，激振力的頻率為空心試驗件的一彎固有頻率，激振力方向與構件平面法相平行，直至空心試驗件出現裂紋。
[0015]本發明具有的優點為和有益效果:1)本發明采用的試驗方法使得試驗件的最大應力區域(即考核部位)遠離夾持區域，既使得考核部位應力狀態簡單、便于后續分析，又能夠在很大程度上避免非考核部位破壞的現象，增加了試驗的成功率，減少了對試驗數量的需求，降低了試驗件采購成本和試驗周期；2)本發明提出空心結構試驗件結構方案以及相應的高周疲勞試驗裝置，實現空心結構振動試驗件結構簡單、外形均勻，降低了試驗件制造難度，縮短了試驗件制備周期，從而降低了試驗件制備成本和制備周期；3)本發明中采用的加持方法實現了試驗件的方便安裝，振動臺加載過程簡單，減少了最大應力部位標定等環節，降低了試驗難度、減少了費用。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0016]圖1是空心葉片結構不意圖，其中，1-B是1-A的A-A首I]視圖。
[0017]圖2是本發明中采用試驗件外形俯視圖示意圖。
[0018]圖3是圖2中試驗件的左視圖。
[0019]圖4是本發明測試裝置不意圖，其中4_B是4-A的左視圖，4_C是4-A的俯視圖。
[0020]圖5是本發明試驗裝置工作原理圖。
【具體實施方式】
[0021]如圖4所示，試驗裝置包括試驗裝置底座I ;簡支端支板2 ;簡支端夾頭軸承3 ;簡支端夾頭4 ;絞支端夾頭5 ;絞支端夾頭軸承6 ;搖臂7 ;搖臂軸承8 ;絞支端支座9。
[0022]試驗裝置底座1.水平放置，在其一端對稱安裝兩個簡支端支板2，在每個簡支端支板2頂部安裝一個簡支端夾頭軸承3，簡支端夾頭4安裝的簡支端夾頭軸承3上；在試驗裝置底座I的另一端，對稱安裝兩個絞支端支座9,搖臂軸承8安裝在絞支端支座9的軸承孔中，搖臂7通過搖臂軸承8與絞支端支座9連接，在搖臂7頂部安裝絞支端夾頭軸承6，絞支端夾頭5固定在絞支端夾頭軸承6上。
[0023]針對試驗件振動疲勞試驗中加載、變形特點及其應力分布所需要滿足的三點要求，計劃采用技術方案如下:
[0024]I)用于高周疲勞測試的空心結構試驗件的外形為平板，由兩側蒙皮11.以及蒙皮之間的瓦楞狀加強筋12組成，試驗件外形如圖2、圖3所示，在試驗件高度方向上，截面形狀保持一致，兩側蒙皮11為截面為圓弧狀，試驗件10的幾何特征尺寸根據研究要求制定；
[0025]2)疲勞試驗中，采用的激振頻率為試驗件10的一彎固有頻率，在該激振頻率下，試驗件10將產生一階彎曲變形11 ；
[0026]3)試驗件10采用兩端夾持的夾持方案，從而釋放了沿著試驗件10高度方向的自由度以及夾持端的轉動自由度；
[0027]4)激振力方向與試驗件10平面法相平行，在一彎激振頻率激振下試驗件10發生彎曲變形，最大應力點位于試驗件10中部，此外，由于試驗件10截面外形采用大圓弧設計，其考核部位應力分布較為均勻。
[0028]此次申請的試驗裝置用于空心結構試驗件10高周疲勞振動試驗，針對外形為平板的試驗件10，使得試驗件10在特定的激勵作用下發生一彎變形11，使得其最大應力位置遠離夾持端。根據以上目的設計得到試驗裝置如圖4所示。圖中所示試驗裝置由9個主要部件組成:試驗裝置底座I ;簡支端支板2 ;簡支端夾頭軸承3 ;簡支端夾頭4 ;絞支端夾頭5 ;絞支端夾頭軸承6 ;搖臂7 ;搖臂軸承8 ;絞支端支座9。試驗件10安裝到試驗裝置上的示意圖如圖5所示。
[0029]試驗件10的振動疲勞試驗通過如下方式實現，通過圖5進行說明:[0030]I)將圖4所示的試驗裝置放置到電動振動臺上，通過位于試驗裝置底座I上面的螺釘孔及螺釘(必要時可以采用壓板等輔助固定裝置)實現試驗裝置以及振動臺的剛性連接；
[0031]2)振動臺產生垂直方向上高頻周期運動，由于振動臺面與試驗裝置為剛性連接，因此，試驗裝置底座I與振動臺面產生同相位的高頻周期運動；
[0032]3)試驗裝置底座I的高頻周期運動通過簡支端支板2、簡支端夾頭軸承3以及簡支端夾頭4傳遞到試驗件10的右側端部，同時，試驗裝置底座1.的高頻周期運動通過絞支端支座9、搖臂軸承8、搖臂7、絞支端夾頭軸承6以及絞支端夾頭5傳遞到試驗件10的左側端部，簡支端夾頭4以及絞支端夾頭5振動相位相同；
[0033]4)試驗件10在兩端同相位、高頻、周期激勵作用下產生一彎振動，圖5中虛線
11.示意為試驗件發生一彎變形后的外形；
[0034]5)試驗件10發生一階彎曲變形后，夾持端面的法線方向將發生偏轉，夾持端處采用軸承連接，釋放了該處的旋轉自由度，保證了試驗件10夾持端的自由旋轉變形；
[0035]6)試驗件10在發生了一階彎曲變形后，在高度方向上的投影長度將發生變化，高度方向上的投影將縮短，如圖5所示，試驗裝置的左端為絞支支持，搖臂7在試驗件10高度變化時將會繞著搖臂軸承8旋轉，從而釋放試驗件10高度方向上的變形自由度。
[0036]7)試驗件10在振動試驗中，其所在平面內的平動、轉動自由度以及平面法向的平動、轉動自由度被約束，試驗件10兩側端面的一個旋轉自由度以及其高度方向上的平動自由度得到釋放，振動臺的振動激勵下，將發生一彎振動；
[0037]實施例
[0038]I)空心試驗件10:按照圖2、圖3所示幾何特征設計試驗件，長274.5mm,寬150mm，最厚部位為10mm，兩側蒙皮11厚度一致，蒙皮11有三種尺寸，分別為1mm，2mm和3mm，蒙皮11之間的瓦楞12與蒙皮11間夾角均為45度，三類試驗件均為鈦合金，重量接近，約為
0.746kg。
[0039]2)試驗裝置:按照試驗件10尺寸以及圖4所示幾何特征設計試驗裝置，試驗裝置長376mm，寬270mm，底面至絞支端夾頭5頂面距離為156mm，試驗裝置采用45#鋼加工，重量為 35kg。
[0040]3)高周疲勞試驗:按照圖5中的方法開展高周疲勞試驗，試驗頻率為250Hz，試驗件最大應力區為試驗件中部，試驗件破壞區域均在設計區域。
【權利要求】
1.一種空心結構高周疲勞振動試驗裝置及方法，其特征是，試驗裝置包括試驗裝置底座(I)、簡支端支板(2 ).、簡支端夾頭軸承(3 )、簡支端夾頭(4 )、絞支端夾頭(5 )、絞支端夾頭軸承(6)、搖臂(7)、搖臂軸承(8)、絞支端支座(9)， 試驗裝置底座(I)水平放置，在試驗裝置底座(I) 一端對稱安裝兩個簡支端支板(2 )，在每個簡支端支板(2)頂部各安裝一個簡支端夾頭軸承(3)，簡支端夾頭(4)安裝的簡支端夾頭軸承(3)上；在試驗裝置底座(I)的另一端，對稱安裝兩個絞支端支座(9)，搖臂軸承(8 )安裝在絞支端支座(9 )的軸承孔中，搖臂(7 )通過搖臂軸承(8 )與絞支端支座(9 )連接，在搖臂(7)頂部安裝絞支端夾頭軸承(6)，絞支端夾頭(5)固定在絞支端夾頭軸承(6)上。 測試時，I)試驗件(10).的兩端分別夾持在簡支端夾頭(4)和絞支端夾頭(5)上，2)將試驗裝置緊固在振動臺上；3)振動臺的激振力通過本發明裝置傳遞到試驗件(10)上，激振力的頻率為空心試驗件的一彎固有頻率，激振力方向與構件平面法相平行。
【文檔編號】G01M7/02GK103575491SQ201310562164
【公開日】2014年2月12日 申請日期:2013年11月12日 優先權日:2013年11月12日
【發明者】鄧瑛, 李志強, 韓秀全, 邵杰 申請人:中國航空工業集團公司北京航空制造工程研究所