CN106197914B - 一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法，涉及发动机试验技术领域。所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法包含以下步骤：S1，在试验阻尼块(1)的第一侧面(11)上施加压力载荷F2，所述压力载荷F2的方向垂直于所述第一侧面(11)；压力载荷分级施加，每级比上一级载荷增加10％F2，直至压力载荷达到F2值；S2，在所述试验阻尼块(1)的第一侧面(11)上施加振动载荷T。本发明的有益效果在于：本发明可以对转子叶片的阻尼块单独进行可靠性试验，不需要随发动机整机试车进行，试验方法简单，试验周期短，试验费用低。

Description

一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法
技术领域
本发明涉及发动机试验技术领域，具体涉及一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法。
背景技术
在转子叶片缘板下方增加橡胶材质减振阻尼块是一种有效抑制叶片振动的方法。目前，阻尼块的可靠性验证需随发动机整机试车进行，耗时长，经费投入大，特别是民用发动机，其对冷端部件(包括阻尼块)寿命要求超过10000小时。
发明内容
本发明的目的是提供一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
本发明采用的技术方案是：提供一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法，包含以下步骤：
S1，在试验阻尼块的第一侧面上施加压力载荷F2，所述压力载荷F2的方向垂直于所述第一侧面；压力载荷分级施加，每级比上一级载荷增加10％F2，直至压力载荷达到F2值；
S2，在所述试验阻尼块的第一侧面上施加振动载荷T，所述振动载荷T的位移值为
A/2-A/2*cos(2πft)
其中，A为飞机从起飞至降落一个循环内转子叶片振动时，叶片缘板处的最大振幅(振幅单位：mm)；f为飞机从起飞至降落一个循环内转子叶片振动的最高频率(频率单位：Hz)；t为振动载荷施加的持续时间(时间单位：s)。
优选地，所述压力载荷F2的选取方法为，
F2＝Fmax/cosα；
Fmax＝m*r*ωmax 2；
ωmax＝2πnmax/60；
注：Fmax为实际阻尼块的最大离心力(离心力单位：N)；
m为实际阻尼块质量(质量单位：Kg)；
r为实际阻尼块质心到发动机轴线的半径(半径单位：mm)；
ωmax为转子的最大角速度(角速度单位：rad/s)；
nmax为发动机各工作状态下转子的最高转速(转速单位：r/min)。
优选地，所述时间t值在t1和t2中取最大值；
其中，t1为发动机对低温部件寿命要求/飞机从起飞至降落的最短时间*起飞状态下转速的停留时间；
t2为发动机对低温部件寿命要求/飞机从起飞至降落的最短时间*转子叶片在转子各转速状态下的振动停留时间总和。
优选地，所述试验阻尼块与所述实际阻尼块的结构尺寸及形状相同，所述试验阻尼块的第二侧面与模拟轮盘接触，所述试验阻尼块的第三侧面与模拟轴向定位挡块接触。
优选地，所述模拟轴向定位挡块采用标准挡板，所述标准挡板与实际使用的轴向定位挡块结构形状及尺寸相同，所述标准挡板通过螺栓与所述模拟轮盘固定连接。
优选地，所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法在步骤S1、S2的基础上进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当采用所述标准挡板试验完成后，改变所述标准挡板在所述模拟轮盘轴向的厚度，重新测试所述试验阻尼块(1)的可靠性。
优选地，所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法在步骤S1、S2的基础上进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当所述试验阻尼块的可靠性试验完成后，更换所述试验阻尼块，并改变所述试验阻尼块与所述模拟轴向定位挡块的接触面积，重新测试更改后的试验阻尼块的可靠性。
优选地，所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法在步骤S1、S2、的基础上进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当所述试验阻尼块(1)的可靠性试验完成后，更换所述试验阻尼块，并改变所述试验阻尼块的厚度，重新测试更改后的试验阻尼块的可靠性，所述厚度是指试验阻尼块在容纳部内的侧面至所述第一侧面的最小垂直距离，所述容纳部是指试验阻尼块与所述模拟轮盘及模拟轴向定位挡块围成的容腔。
本发明的有益效果在于：
本发明可以对转子叶片的阻尼块单独进行可靠性试验，不需要随发动机整机试车进行，试验方法简单，试验周期短，试验费用低。
附图说明
图1是本发明一实施例的转子叶片阻尼块可靠性试验方法的流程图。
图2是图1所示转子叶片阻尼块可靠性试验方法的装置示意图。
其中，1-阻尼块，11-第一侧面，12-第二侧面，13-第三侧面，2-模拟轮盘，3-模拟轴向定位挡块。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1、图2所示，一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法，包含以下步骤：
S1，在试验阻尼块1的第一侧面11上施加压力载荷F2，压力载荷F2的方向垂直于第一侧面11；压力载荷分级施加，每级比上一级载荷增加10％F2，直至压力载荷达到F2值。
阻尼块在工作过程中随转子一起转动，受离心力F，阻尼块与风扇转子叶片缘板下表面和轴向定位挡块接触，承受叶片缘板施加在阻尼块上的力F2及轴向定位挡块施加在阻尼块上的力F1，F2＝F/cosα；F1＝F*tgα。在本实施例中，压力载荷F2的初始值为10％F2，然后每级比上一级增加10％F2，直至压力载荷达到F2值。
S2，在所述试验阻尼块1的第一侧面11上施加振动载荷T，振动载荷T的位移值为
A/2-A/2*cos(2πft)
其中，A为飞机从起飞至降落一个循环内转子叶片振动时，叶片缘板处的最大振幅(振幅单位：mm)；f为飞机从起飞至降落一个循环内转子叶片振动的最高频率(频率单位：Hz)；t为振动载荷施加的持续时间(时间单位：s)。
在本实施例中，压力载荷F2的选取方法为，
F2＝Fmax/cosα；
Fmax＝m*r*ωmax 2；
ωmax＝2πnmax/60；
注：Fmax为实际阻尼块的最大离心力(离心力单位：N)；
m为实际阻尼块质量(质量单位：Kg)；
r为实际阻尼块质心到发动机轴线的半径(半径单位：mm)；
ωmax为转子的最大角速度(角速度单位：rad/s)；
nmax为发动机各工作状态下转子的最高转速(转速单位：r/min)。
在本实施例中，所述时间t值在t1和t2中取最大值；
其中，t1为发动机对低温部件寿命要求/飞机从起飞至降落的最短时间*起飞状态下转速的停留时间；所述起飞状态下转速的停留时间是指发动机达到气动转速后后，保持一定时间，然后起飞的保持时间段。
t2为发动机对低温部件寿命要求/飞机从起飞至降落的最短时间*转子叶片在转子各转速状态下的振动停留时间总和。所述转子叶片在转子各转速状态下的振动停留时间总和通过发动机试车得到。
在本实施例中，试验阻尼块1与实际阻尼块的结构尺寸及形状相同，试验阻尼块1的第二侧面12与模拟轮盘2接触，试验阻尼块1的第三侧面13与模拟轴向定位挡块3接触。其优点在于，试验阻尼块的实际结构尺寸与实际阻尼块完全相同，且受力状态也完全相同，有利于保证试验阻尼块的可靠性实验结果。
在本实施例中，模拟轴向定位挡块3采用标准挡板，标准挡板与实际使用的轴向定位挡块结构形状及尺寸相同，标准挡板通过螺栓与模拟轮盘2固定连接。其优点在于，所述模拟轴向定位挡块3的结构形状及尺寸与实际轴向定位挡块完全相同，可以将轴向定位挡块的刚性对阻尼块可靠性的影响考虑在试验过程中，阻尼块的可靠性试验结果更具有可信度。
在本实施例中，转子叶片阻尼块可靠性试验方法在步骤S1、S2、的基础上进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当采用所述标准挡板试验完成后，改变所述标准挡板在所述模拟轮盘2轴向的厚度，重新测试所述试验阻尼块1的可靠性。其优点在于，可以检测实际轴向定位挡块对阻尼块的影响，以优化阻尼块的定位结构。
可以理解的是，在另一个备选实施例中，所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法在步骤S1、S2、的基础上进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当所述试验阻尼块1的可靠性试验完成后，更换所述试验阻尼块，并改变所述试验阻尼块与所述模拟轴向定位挡块的接触面积，重新测试更改后的试验阻尼块的可靠性。其优点在于，有利于对阻尼块的结构做出优化设计，提高阻尼块的寿命。
可以理解的是，在另一个备选实施例中，所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法在步骤S1、S2、的基础上进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当所述试验阻尼块1的可靠性试验完成后，更换所述试验阻尼块，并改变所述试验阻尼块的厚度，重新测试更改后的试验阻尼块的可靠性，所述厚度是指试验阻尼块在容纳部内的侧面至所述第一侧面的最小垂直距离，所述容纳部是指试验阻尼块与所述模拟轮盘及模拟轴向定位挡块围成的容腔。可以理解的是，改变所述厚度的方法为，更改阻尼块在所述容纳部内的圆弧面的圆弧直径。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于，包含以下步骤：
S1，在试验阻尼块(1)的第一侧面(11)上施加压力载荷F2，所述压力载荷F2的方向垂直于所述第一侧面(11)；压力载荷分级施加，每级比上一级载荷增加10％F2，直至压力载荷达到F2值；
S2，在所述试验阻尼块(1)的第一侧面(11)上施加振动载荷T，所述振动载荷T的位移值为
A/2-A/2*cos(2πft)
其中，A为飞机从起飞至降落一个循环内转子叶片振动时，叶片缘板处的最大振幅，振幅单位：mm；f为飞机从起飞至降落一个循环内转子叶片振动的最高频率，频率单位：Hz；t为振动载荷施加的持续时间，时间单位：s。
2.如权利要求1所述的转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于：所述压力载荷F2的选取方法为，
F2＝Fmax/cosα；
Fmax＝m*r*ωmax 2；
ωmax＝2πnmax/60；
注：Fmax为实际阻尼块的最大离心力，离心力单位：N；
m为实际阻尼块质量，质量单位：Kg；
r为实际阻尼块质心到发动机轴线的半径，半径单位：mm；
ωmax为转子的最大角速度，角速度单位：rad/s；
nmax为发动机各工作状态下转子的最高转速，转速单位：r/mi n。
3.如权利要求1所述的转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于：所述时间t值在t1和t2中取最大值；
其中，t1为发动机对低温部件寿命要求/飞机从起飞至降落的最短时间*起飞状态下转速的停留时间；
t2为发动机对低温部件寿命要求/飞机从起飞至降落的最短时间*转子叶片在转子各转速状态下的振动停留时间总和。
4.如权利要求2所述的转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于：所述试验阻尼块(1)与所述实际阻尼块的结构尺寸及形状相同，所述试验阻尼块(1)的第二侧面(12)与模拟轮盘(2)接触，所述试验阻尼块(1)的第三侧面(13)与模拟轴向定位挡块(3)接触。
5.如权利要求4所述的转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于：所述模拟轴向定位挡块(3)采用标准挡板，所述标准挡板与实际使用的轴向定位挡块结构形状及尺寸相同，所述标准挡板通过螺栓与所述模拟轮盘(2)固定连接。
6.如权利要求5所述的转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于：所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当采用所述标准挡板试验完成后，改变所述标准挡板在所述模拟轮盘轴向的厚度，重新测试所述试验阻尼块(1)的可靠性。
7.如权利要求4所述的转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于：所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当所述试验阻尼块(1)的可靠性试验完成后，更换所述试验阻尼块，并改变所述试验阻尼块与所述模拟轴向定位挡块的接触面积，重新测试更改后的试验阻尼块的可靠性。
8.如权利要求4所述的转子叶片阻尼块可靠性试验方法，其特征在于：所述转子叶片阻尼块可靠性试验方法进一步包含步骤S3，所述步骤S3具体为，当所述试验阻尼块(1)的可靠性试验完成后，更换所述试验阻尼块，并改变所述试验阻尼块的厚度，重新测试更改后的试验阻尼块的可靠性，所述厚度是指试验阻尼块在容纳部内的侧面至所述第一侧面的最小垂直距离，所述容纳部是指试验阻尼块与所述模拟轮盘及模拟轴向定位挡块围成的容腔。
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