CN108195537A - 一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，采用非接触激光振幅监测系统，实时监测发动机叶片端部的振幅，以发动机叶片端部的振幅作为反馈信号，若检测到动态振幅偏离试验预定值，测控系统实时发出修正指令，通过调整激励驱动电流的大小或调整激励频率的方式保持发动机叶片端部振幅的恒定，其振幅的控制精度优于1%，从而获得可靠的叶片振动疲劳试验结果。

Description

一种基于振幅控制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，具体涉及一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法。

背景技术

航空发动机压气机在周期性气流激振力作用下，因叶片振动导致的疲劳失效是压气机叶片的主要失效形式。叶片的失效会直接影响发动机的稳定性，甚至引发灾难性航空事故。因此研究发动机叶片的振动疲劳寿命对保证发动机正常稳定工作具有重要意义。

传统的叶片振动疲劳试验，通常将叶片刚性地固定在电磁振动台的台面上，利用共振放大原理，将激励频率选择在叶片的一阶谐振频率附近，用很小的基础激励迫使叶片产生较大的振动响应。振动台通常为加速度闭环控制模式，以振动台台面的加速度为目标反馈，通过控制驱动电压的大小，最终保证振动台台面上的加速度达到规定量值。由于振动台运用的是加速度控制模式，在振动疲劳过程中，为了保持加速度的恒定，振动台的驱动电压会做微小调整，而航空发动机叶片为低阻尼合金材料，共振时呈现窄而高的幅频响应特征，在共振放大的作用下，造成叶片振幅的巨大起伏变化，使叶片的振幅（应变）波动范围超过至预定振幅的10%甚至更高，起伏很大无法保持稳定，进而降低了叶片振动疲劳试验结果的可靠性。因此需要一种能够精确控制叶片振幅（应变）的振动疲劳试验方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术中存在的不足，提出一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，包括以下步骤：

1），在静态条件下，测定叶片根部在给定位移下的最大应力，选择动态振幅预定值A ₀ ，保证叶片根部材料达到屈服极限；

2），将发动机叶片一端固定在电磁式振动台上，由非接触激光振幅监测系统测量另一端的位移响应，采用低幅扫频检测法，确定发动机叶片当前谐振频率f，选取振动台的激励频率f _d 为f+0.2至f+0.4Hz；

3），采用非接触激光振幅监测系统，实时监测发动机叶片端部的振幅A ₁ ，以发动机叶片端部的振幅作为反馈信号，若动态振幅偏离试验预定值A ₀ ，计算机实时发出修正指令，通过调整激励驱动电流大小的方式保持发动机叶片端部振幅A ₁ 的恒定；

4），当试验激励驱动电流变化幅度大于3%时，计算机则记录循环周期并暂停振动疲劳试验，转为发动机叶片谐振频率检测，重复步骤2至4，直到叶片发生破坏。

作为本发明一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法进一步的优化方案，所述步骤1）中叶片的应力由电阻应变计测量并计算反推得到。

作为本发明一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法进一步的优化方案，所述步骤4）中叶片的破坏检测方法为着色探伤检测。

本发明的有益效果是：

本发明所述的基于振幅闭环控制方法，令原振动系统的控制加速度传感器不参与控制，调整为振幅实测信号反馈控制。采用非接触激光振幅监测系统，实时监测发动机叶片端部的振幅，以发动机叶片端部的振幅作为反馈信号，以保持发动机叶片端部振幅的恒定，其控制精度优于1%，彻底消除了常规加速度反馈控制振动疲劳试验方法造成的发动机叶片振幅起伏及寿命误差过大的问题，对叶片材料的合理使用、疲劳伤损治理，以及新品种的研究开发将会起到重要的指导作用。

附图说明

图1是本发明提供的基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验装置示意图；其中，1-加速度计；2-发动机叶片；3、5-激光位移传感器；4-数字式光学振动幅度校准模块；6-电磁式振动台；7-功率放大器；8-可编程振动控制模块；9-计算机；10-显示器；

图2是利用电阻应变计测量并计算得到的叶片应力分布；

图3是利用着色探伤检测方法获得的发动机叶片损伤图；

图4是发动机叶片的振动疲劳寿命图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

为了使该试验能够进行，本发明先提供了一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验装置，该装置包括电磁式振动台6，发动机叶片2一端刚性固定在电磁式振动台6上，另一端的位移响应由非接触激光位移传感器3、5获得，其中非接触激光位移传感器3、5与发动机叶片2垂直放置，叶片外侧设有数字式光学振动幅度校准模块4，用以辅助校准非接触激光位移传感器获得的叶片端部位移响应，所述非接触激光位移传感器3、5、数字式光学振动幅度校准模块4连接计算机9，所述计算机9连接显示器10、可编程振动控制模块8、功率放大器7，所述功率放大器7连接电磁式振动台6，所述振动台6上方设有加速度计1。

为证明该方法的有效性，将发动机叶片固定在电磁式振动台上，利用基于振幅闭环控制的方法获得叶片的振动疲劳寿命，具体步骤如下：

1）将发动机叶片2表面贴一组电阻应变计，应变计栅长为1mm，栅宽为0.5mm，静态条件下，使发动机叶片外端部产生1mm位移，获得试件的应变分布及最大应变值，如图2所示，为应变计测得的叶片应力分布；

2）将发动机叶片2一端固定在电磁式振动台6上，另一端的位移响应由非接触激光位移传感器3获得，采用低幅扫频检测法，振动台6的激励加速度取值为2m/s²，扫频范围为100Hz至500Hz，扫频速率为0.1Hz/s，通过振动台的激励频率和发动机叶片的位移响应获得叶片当前一阶固有频率为467Hz，选取振动台6的激励频率为467.2Hz；

3）利用非接触激光振幅监测系统3和4，实时监测发动机叶片2端部的振幅，将叶片端部的振幅作为反馈信号传输到计算机9，若计算机监测到叶片动态振幅偏离试验预定值，计算机实时发出修正指令到可编程振动控制模块8，可编程振动控制模块将调整后的激励驱动电流大小发送给功率放大器7，进而通过调整激励驱动电流大小的方式保持发动机叶片端部振幅的恒定；

4）当控制模块8输出的激励驱动电流变化幅度大于3%时，计算机9则记录循环周期并暂停振动疲劳试验，转为发动机叶片谐振频率检测，重复步骤2至4，直到叶片发生破坏。

如图3所示，为利用着色探伤方法获得的发动机叶片损伤图。图4为叶片发动机叶片的疲劳寿命曲线，由图可知，基于加速度控制模式的叶片疲劳寿命随机性和波动性较大，不能得到可靠的叶片疲劳寿命，而基于振幅控制模式的叶片疲劳寿命较为一致，误差显著低于传统的振动疲劳试验方法。

Claims (4)

1.一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

1），在静态条件下，测定发动机叶片根部在给定位移下的最大应力，选择动态振幅预定值A ₀ ，保证叶片根部材料达到屈服极限；

2），将发动机叶片一端固定在电磁式振动台上，由非接触激光振幅监测系统测量另一端的位移响应，采用低幅扫频检测法，确定发动机叶片当前谐振频率f，选取振动台的激励频率f _d 为f+0.2至f+0.4Hz；

3），采用非接触激光振幅监测系统，实时监测发动机叶片端部的振幅A ₁ ，以发动机叶片端部的振幅作为反馈信号，若动态振幅偏离试验预定值A ₀ ，计算机实时发出修正指令，通过调整激励驱动电流大小的方式保持发动机叶片端部振幅A ₁ 的恒定；

4），当试验激励驱动电流变化幅度大于3%时，计算机则记录循环周期并暂停振动疲劳试验，转为发动机叶片谐振频率检测，重复步骤2至4，直到叶片发生破坏。

2.根据权利要求1所述的基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于，所述步骤1）中叶片的应力由电阻应变计测量并计算反推得到。

3.根据权利要求1所述的基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于，所述步骤4）中叶片的破坏检测方法为着色探伤检测。

4.根据权利要求1所述的基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法所使用的装置，其特征在于：该装置包括电磁式振动台，发动机叶片一端刚性固定在电磁式振动台上，另一端的位移响应由非接触激光位移传感器获得，其中非接触激光位移传感器与发动机叶片垂直放置，发动机叶片外侧设有数字式光学振动幅度校准模块，所述非接触激光位移传感器、数字式光学振动幅度校准模块连接计算机，所述计算机连接显示器、可编程振动控制模块、功率放大器，所述功率放大器连接电磁式振动台，所述振动台上方设有加速度计。