一種基于電動振動臺的航空發動機葉片振動疲勞試驗方法
【技術領域】
[0001 ] 本發明屬于振動疲勞試驗技術領域，具體涉及一種基于電動振動臺的航空發動機葉片振動疲勞試驗方法。
【背景技術】
[0002]航空發動機被喻為戰機的“心臟”，而發動機葉片是航空發動機工作環境最惡劣，結構最復雜的零件，也是發動機最主要的故障多發件。航空發動機葉片的可靠性，制約著現代高性能航空發動機高推重比、高適用性、高可靠性、耐久性和低成本的要求。
[0003]航空發動機葉片在工作過程中，會長期承受大負荷交變載荷。當交變載荷的大小超過相應的疲勞極限，葉片就會在設計壽命之內出現疲勞裂紋，逐步發展至疲勞斷裂，會出現發動機停車事故，嚴重影響飛行員的生命安全。航空發動機葉片的振動疲勞試驗用于確定葉片在不同交變載荷下的疲勞壽命，或者確定葉片在規定壽命下的疲勞極限，也可以用來進行故障分析和檢驗改進設計。
[0004]目前，航空發動機葉片材料大部分為鈦合金，該材料的疲勞極限應力能達到400MPa或者更高。在進行此類型振動疲勞試驗時，使葉片上的最大應力響應點的應力水平達到疲勞極限應力，實現難度很大；并且疲勞壽命試驗對疲勞極限應力的敏感度極高，一般要求振動過程中實測應力響應的誤差在疲勞極限應力的3%以內。
[0005]為了實現葉片最大響應應力點達到疲勞極限應力，傳統的試驗方法是利用共振放大原理，用激振器在葉片I階共振頻率處對葉片進行正弦激勵，通過電阻應變片測量葉片最大應力響應點處的應變響應來判斷是否該處達到疲勞極限應力。這樣做經常伴隨如下問題:由于葉片共振頻率的小范圍漂移(O?2Hz)，造成振動響應幅值也產生漂移，使葉片最大響應應力點處應力不穩定，經常出現過試驗或者欠試驗，對試驗結果造成很大影響；并且由于試驗時葉片的振動頻率高、振動響應幅值大，測量最大振動應力點處的應變片往往還沒堅持到疲勞極限應力便出現應變片脫落，信號傳輸線斷裂，造成試驗失去監控而被迫停止。
【發明內容】
[0006]本發明的目的是解決現有技術存在的過試驗或者欠試驗問題，提供一種基于電動振動臺的航空發動機葉片振動疲勞試驗方法。
[0007]本發明是這樣實現的:
[0008]一種基于電動振動臺的航空發動機葉片振動疲勞試驗方法，包括如下步驟:
[0009]第一步:標定最大振動應力響應點；
[0010]第二步:選擇輔助監測點；
[0011]第三步:正弦定頻率穩定激勵葉片；
[0012]第四步:判定葉片疲勞破壞；
[0013]第五步:分析試驗結果。
[0014]如上所述的標定最大振動應力響應點步驟，初步測定葉片表面的應力分布，然后在振動應力較大的區域采用逐次逼近的測量方法，在葉片振動應力較大區域，小尺寸在上下或/和左右方向移動應變片，反復測量，最終找到葉身上的應力最大點位置的坐標。
[0015]如上所述的標定最大振動應力響應點步驟，沿航空發動機葉片弦線方向在葉盆和葉背粘貼應變片；粘貼應變片時，至少應保證沿弦線方向六等分；
[0016]根據振動試驗過程中葉片的實際安裝邊界條件，采用有限元法計算葉片一階固有頻率fc ;用電動振動臺采用頻率范圍(fc-100，fc+100)對葉片進行振動幅值lg，0.5oct/min的正弦掃描振動試驗，根據發動機葉片上振動過程中測量的應力曲線確定葉片的一階固有頻率fc，及最大應力區域；然后，采用逐次逼近的測量方法:在葉片振動應力較大區域，按每次Imm的小尺寸在上下或/和左右方向移動應變片，反復測量，最終找到葉片的應力最大點位置。
[0017]如上所述的選擇輔助監測點步驟，根據正弦掃描振動試驗過程中的各點應力響應數據選擇輔助監測點，選取的原則為:(1)該點應力水平穩定，(2)振幅及應力較小，選取弦線上靠近葉片根部附近滿足以上原則的應變片為最大振動應力點的輔助監測點。
[0018]如上所述的選擇輔助監測點步驟，所述的該點應力水平穩定是指，在一階固有頻率fc激振時，該點應力水平波動誤差不大于1% ;所述的振幅較小是指，此處的振幅較小是指振幅不大于葉片葉尖附近最大振幅5% ;所述的應力較小是指，此處的應力是指最大應力的 40% ?70%ο
[0019]如上所述的正弦定頻率穩定激勵葉片步驟，采用共振峰后0.5Hz作為激勵頻率，電動振動臺系統采用開環控制方式提供疲勞極限應力水平下穩定的激勵環境。
[0020]如上所述的正弦定頻率穩定激勵葉片步驟,選取fc+0.5Hz作為電動振動臺的激勵頻率，以初始正弦定頻量級的驅動電壓作為開環控制方法起始電壓，然后逐步增加控制儀輸出，起初，控制儀輸出驅動電壓的分辨率調低，此處的分辨率為初始驅動電壓的20%?30%，控制儀輸出驅動電壓的分辨率調低，在最大應力響應點達到80%的疲勞極限應力時，增大輸出驅動電壓的分辨率，輸出驅動電壓的分辨率為初始驅動電壓的5%，使葉片上的最大振動應力到要求的水平。
[0021]如上所述的分析試驗結果步驟，計算葉片最大應力點達到要求的設計疲勞極限應力水平后葉片的振動周期數，確定該型葉片結構設計是否達到預期要求。
[0022]本發明的有益效果是:
[0023]本發明采用采用選擇輔助監測點和正弦定頻率穩定激勵葉片步驟，有效穩定了試驗過程中葉片的振動應力水平(波動誤差在2%以內)，保證了試驗精度，實現了全程監控葉片的最大應力點處的振動應力水平。
【附圖說明】
[0024]圖1是本發明的一種基于電動振動臺的航空發動機葉片振動疲勞試驗方法的流程圖。
【具體實施方式】
[0025]下面結合附圖和實施例對本發明的一種基于電動振動臺的航空發動機葉片振動疲勞試驗方法進行介紹:
[0026]如圖1所示，一種基于電動振動臺的航空發動機葉片振動疲勞試驗方法，包括如下步驟:
[0027]第一步:標定最大振動應力響應點；
[0028]初步測定葉片表面的應力分布，然后在振動應力較大的區域采用逐次逼近的測量方法，在葉片振動應力較大區域，小尺寸在上下或/和左右方向移動應變片，反復測量，最終找到葉身上的應力最大點位置的坐標。
[0029]在本實施例中，沿航空發動機葉片弦線方向在葉盆和葉背粘貼應變片；粘貼應變片時，應變片間距不宜過大，至少應保證沿弦線方向六等分。
[0030]根據振動試驗過程中葉片的實際安裝邊界條件，采用有限元法計算葉片一階固有頻率fc。用電動振動臺采用頻率范圍(fc-100，fc+100)對葉片進行振動幅值Ig (重力加速度)，0.5oct/min (倍頻程/分鐘)的正弦掃描振動試驗,根據發動機葉片上振動過程中測量的應力曲線確定葉片的一階固有頻率fc (正弦掃描振動試驗中所測得的發動機葉片應力在時域上是隨時間變化的應力-時間曲線，經過頻譜分析，在頻域上是隨電動振動臺激勵頻率變化的應力-頻率曲線，應力-頻率關系曲線上應力峰值所對應頻率為一階固有頻率fc)，及較大應力區域。然后，采用逐次逼近的測量方法:在葉片振動應力較大區域，按每次Imm的小尺寸在上下或/和左右方向移動應變片，反復測量，最終找到葉片的應力最大點位置。
[0031]第二步:選擇輔助監測點；
[0032]根據正弦掃描振動試驗過程中的各點應力響應數據選擇輔助監測點，選取的原則為:1.該點應力水平穩定，一般，在一階固有頻率fc激振時，該點應力水平波動誤差不大于1% ；2.振幅及應力較小，此處的振幅較小是指振幅不大于葉片葉尖附近最大振幅5%，此處的應力是指最大應力的40%