CN116380381A - 一种多叶片振动疲劳强度试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种多叶片振动疲劳强度试验方法，将多个粘贴好应变片的试验叶片安装在专用夹具装置中，通过逐级加载振动载荷进行应力分布和叶尖振幅标定，通过正弦激励的振动疲劳强度试验确定叶片的S‑N曲线，从而计算得到窄带随机的参数，再以窄带随机激励，用此方法完成多叶片疲劳强度试验，让多件叶片同时完成疲劳强度考核，有了适用的试验方法，解决了多叶片振动疲劳强度试验，能直接准确的得到试验分析结果，实现了真实考核和评价多叶片的疲劳性能，为发动机的使用寿命和可靠性工作的评估提高了参考依据。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机叶片振动试验技术领域，涉及一种多叶片振动疲劳强度试验方法。
背景技术
叶片是航空发动机中非常关键的一类典型零件，其份额约占整台发动机的1/4，所处工作环境恶劣，应力复杂、数量较多，加工难度大、成本高，是发动机的核心零件之一。叶片疲劳性能的好坏，直接影响发动机的寿命和可靠性工作。在航空发动机事故中，叶片振动故障占总振动故障的70％以上。因此，大量的叶片疲劳强度试验是研究发动机叶片减振、抗疲劳问题的关键。
目前，现有技术中的航空发动机叶片疲劳强度试验基本上是正弦定频振动激励方式，依据HB5277-84《发动机叶片及材料振动疲劳试验方法》，试验对象为单只叶片。然而，类似整体叶盘叶片、扇形段叶片等多叶片结构的振动疲劳试验，由于目前研究领域中对多叶片振动疲劳强度试验方法的研究较少，无多叶片试验技术和保持零件原形态的试验技术，现有技术中一般采用将多叶片分割成单只叶片，然后按照单只叶片的疲劳试验方法进行试验和数据处理，导致试验结果准确性不高，无法真实考核和评价多叶片的疲劳性能，从而影响对发动机的使用寿命和可靠性工作的准确评估。
发明内容
针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种多叶片振动疲劳强度试验方法，解决了多叶片振动疲劳强度试验，能直接准确得到多个叶片试验分析结果，实现了真实考核和评价多叶片的疲劳性能，为发动机的使用寿命和可靠性工作的评估提高了参考依据。
本发明是通过以下技术方案来实现：
一种多叶片振动疲劳强度试验方法，包括，
S1，将多个粘贴好应变片的试验叶片安装在专用夹具装置中；
S2，通过逐级加载振动载荷对试验叶片进行应力分布和叶尖振幅测量，通过正弦激励确定叶片的S-N曲线，其中，N为疲劳寿命，S为应力；
S3，根据S-N曲线，得到S-N曲线的指数参量k，从而计算得到窄带随机的参数；
S4，通过设置窄带随机的参数，以振动台的台面加速度控制试验叶片进行窄带随机激励，进行试验叶片疲劳强度试验，记录试验叶片的疲劳强度试验的分析结果。
优选的，S2具体为：
通过逐级加载振动载荷对粘贴好应变片的试验叶片进行应力分布和叶尖振幅测量测试，记录各通道应变值及叶尖振幅值，确定最大应力位置以及应力-叶尖振幅关系标定，从而通过叶片疲劳强度试验数据，拟合出以应力为纵坐标，以疲劳寿命为横坐标的S-N曲线，得到叶片应力比R＝-1的S-N曲线，其中，N为疲劳寿命，S为应力。
优选的，S3中根据S-N曲线对应的公式NSk＝C，计算得到S-N曲线的指数参量k，C为常数。
优选的，所述窄带随机的参数包括随机激励带宽ΔF，基础加速度随机激励的单边功率谱密度G0和窄带随机和正弦的互换系数γ。
优选的，根据S-N曲线的指数参量k，通过正弦与窄带随机应力的疲劳等效关系式，求得窄带随机和正弦的互换系数γ值；
式中：SH为正弦振动叶尖振动幅值；σR为窄带随机振动的叶尖振幅均方根应力值，Γ为系数。
优选的，根据正弦与随机激励的疲劳等效关系，通过窄带随机和正弦的互换系数γ值，求得基础加速度随机激励的单边功率谱密度G0值；
式中：AH为基础正弦激励加速度幅值；G0为基础加速度随机激励的单边功率谱密度，fn为1阶弯曲固有频率，ξ阻尼系数，放大因子
其中1阶弯曲固有频率fn和ξ阻尼系数通过正弦试验得到。
优选的，所述随机激励带宽ΔF，满足以下公式得到：
ΔF≥πξfn；
其中，ξ为阻尼系数，fn为1阶弯曲固有频率。
优选的，S4中在试验叶片疲劳强度试验过程中，通过测量试验叶片的叶尖位移，对每个试验叶片的位移随机响应时域信号分别进行实时的均方根值统计分析和自功率谱密度分析，均方根值用于监测试验叶片的应力振幅，自功率谱密度分析用于监测试验叶片的固有频率的变化。
优选的，根据每个试验叶片的固有频率和试验时间，计算出在该应力水平下试验叶片的循环数；根据每个试验叶片的自功率谱密度和固有频率，对试验叶片的裂纹进行分析判定。
与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：
本发明提供一种多叶片振动疲劳强度试验方法，将多个粘贴好应变片的试验叶片安装在专用夹具装置中，通过逐级加载振动载荷，记录各通道应变值及叶尖振幅值，进行应力分布和应力-叶尖振幅标定，通过正弦激励确定叶片的S-N曲线，从而计算得到窄带随机的参数，再以振动台的台面加速度控制试验叶片进行窄带随机激励，进行试验叶片疲劳强度试验，记录试验叶片的疲劳强度试验的分析结果，用此方法完成多叶片疲劳强度试验，让多件叶片同时完成疲劳强度考核，有了适用的试验方法，解决了多叶片振动疲劳强度试验，能直接精确的得到试验分析结果，实现了真实考核和评价多叶片的疲劳性能，为发动机的使用寿命和可靠性工作的评估提高了参考依据。
进一步，本发明的试验方法不仅可暴露了整体叶盘、扇形段等多叶片结构在发动机研制、生产中可能出现的问题，真实考核了该类叶片的疲劳强度，检查制造工艺稳定性，确定振动疲劳极限，而且更适用于试验对象为单只叶片同时多件完成疲劳强度试验，试验效率至少提高50％以上。
进一步，本发明的试验方法使整体叶盘、扇形段等多叶片结构和单只叶片多件同时完成的振动疲劳强度考核有了适用的试验方法，且采用该方法，可随机抽取合格叶片，按试验要求完成试验，确保发动机的安全使用。
附图说明
图1为多叶片振动疲劳强度试验的方法流程图；
图2为多叶片振动疲劳强度试验的专用装置图；
图中：1－试验叶片，2－振动台，3－夹具底座，4－连接螺栓，5－压紧螺钉，6－专用夹块，7－激光位移传感器，8－应变测试仪器。
具体实施方式
下面结合具体的实施例对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
多叶片振动疲劳强度试验方法需从振动疲劳问题入手，并考虑多叶片固有频率的离散性和航空发动机叶片的真实工作环境，研究论证叶片振动疲劳强度试验中正弦与随机的应力疲劳等效关系和正弦与随机激励振动的等效关系，并考虑多叶片固有频率的离散性和航空发动机叶片的真实工作环境，参照现有的单只叶片的疲劳试验方法，研究论证叶片振动疲劳强度试验中正弦与随机的应力疲劳等效关系和正弦与随机激励振动的等效关系，并设计多叶片试验专用夹具，采用窄带随机激励方式对多叶片进行整体激励。窄带随机激励的频率带宽覆盖所有试验叶片的某阶固有频率，将试验载荷分别有效的施加到每个试验叶片叶身，各叶片的应力采用叶身最大应力点随机响应的均方根值来统计，验证正弦与随机振动的等效关系，完成多叶片疲劳强度试验。
多叶片振动疲劳强度试验方法，见附图2说明，将≥2件试验叶片通过专用夹具装置固定在振动台2上，叶身悬空，采用多组激光位移传感器7、应变测试仪器8组成测量系统，通过振动台2进行窄带随机激励，使悬空的叶身产生振动，从而完成多叶片振动疲劳强度试验。
如图1所示，具体试验步骤如下：
1.通过正弦激励确定叶片应力比R＝-1的S-N曲线，
取3～5件叶片，在叶身上粘贴应变片，将粘贴好应变片的试验叶片1，分别装入专用夹块6的内夹持面，用夹具底座3上的压紧螺钉5将专用夹块6压紧；
进行应力分布和叶尖振幅测量，粘贴应变片的位置应根据叶片应力分布特点确定；其中，应力比R＝-1为应力正弦试验的标准试验，表示为等比的正弦波，其波峰与波谷相同；
通过逐级加载振动载荷进行测试，进行应力分布和叶尖振幅测量，记录各通道应变值及叶尖振幅值，确定最大应力位置；确定最大应力-叶尖振幅关系；其中最大应力位置用于确定振动载荷的振幅，确定最大应力-叶尖振幅关系用于将应力换算成位移，便于后续的
按照确定叶片S-N曲线方法进行试验，拟合出以应力为纵坐标，以疲劳寿命对数值为横坐标的S-N曲线，得到S-N曲线算式；
SN曲线表示一定循环特征下标准试件的疲劳强度与疲劳寿命之间关系的曲线，也称应力-寿命曲线。
在正弦试验中，得到叶片1阶弯曲固有频率fn、阻尼系数ξ、放大因子
2.根据公式NSk＝C，求得k值。
式中：k为S-N曲线NSk＝C(C为常数)的指数参量。
N为疲劳寿命。
S为应力。
3.根据S-N曲线的指数参量k，通过正弦与窄带随机应力的疲劳等效关系式，求得窄带随机和正弦的互换系数γ值；
式中：SH为正弦振动叶尖振动幅值；σR为窄带随机振动的叶尖振幅均方根应力值，Γ为系数。
4.根据正弦与随机激励的疲劳等效关系，求得G0值。
式中：AH为基础正弦激励加速度幅值；G0为基础加速度随机激励的单边功率谱密度，1阶弯曲固有频率fn，阻尼系数ξ，放大因子
5.根据公式ΔF≥πξfn，求得随机激励带宽ΔF，
6.将装有试验叶片的专用夹块6，放入多叶片专用夹具底座3的框内，用夹具底座3上的压紧螺钉5将专用夹块6压紧。
7.启动试验设备，设置窄带随机软件参数。试验控制以振动台台面加速度控制，采用2点平均控制方式。
8.在规定的试验载荷下进行多叶片疲劳强度试验。
9.试验测量：采用激光位移传感器测量试验叶片叶尖位移，每个叶片单独使用一套测量系统，对每个试验叶片的位移随机响应时域信号分别进行实时的均方根值统计分析和自功率谱密度分析，均方根值用于监测其应力振幅，谱密度分析用于监测其固有频率的变化。
10.循环计数：根据每个试验叶片的固有频率和试验时间即可计算出在该应力水平下的循环数。
11.裂纹的判定：因每个试验叶片位移信号的自功率谱包含了其固有频率随试验时间的变化情况，故仍可采用HB5277-84中裂纹的判定方法，即为固有频率下降1％，表明叶身已出现裂纹萌生。
12.编写试验报告，给出叶片疲劳强度试验结果及分析。
需要更换试验叶片，继续完成疲劳强度试验时，重复步骤、即可。
在试验过程中，当航空发动机的试验件叶片结构出现疲劳损伤的情况之下，试验件的共振频率会出现下降的现象，这与已经存在的共振频率将会产生偏离的现象，试验件的振动响应水平也会产生下降。
一种用于多叶片振动疲劳强度试验的专用装置，如图1所示，包括，
振动台2，夹具底座3，专用夹块6，激光位移传感器7和应变测试仪器8，
多个试验叶片1通过专用夹块6和压紧螺钉5分布安装在夹具底座3上，应变测试仪器8安装在试验叶片上，激光位移传感器7安装在试验叶片的叶尖部，夹具底座3通过连接螺栓4固定安装在振动台2上。
试验叶片1均匀分布在夹具底座3上，试验叶片1安装在专用夹块6和夹具底座3之间，专用夹块6和夹具底座3通过压紧螺钉5通过力的作用，将试验叶片1夹紧固定；应变测试仪器8安装在叶片的叶身上，专用夹块6为看一个矩形体的块状结构，夹具底座3为圆形结构，上面设置有用于安装连接螺栓4的通孔；
实施例1，
某发动机多叶片疲劳强度试验方法：将所需试验叶片1，用专用夹块6通过夹具装置固定在振动台2上，叶身悬空，激光位移传感器7、应变测试仪器8组成测量系统，通过振动台2激励，使悬空的叶身产生振动，从而完成疲劳强度试验。试验其步骤：
1.正弦激励确定叶片应力比R＝-1的S-N曲线。
取3～5件叶片，在叶身上粘贴应变片，进行应力分布和叶尖振幅测量，粘贴应变片的位置应根据叶片应力分布特点确定；
将粘贴好应变片的试验叶片1，分别装入专用夹块6的内夹持面，用夹具底座3上的压紧螺钉5将专用夹块6压紧；
通过逐级加载振动载荷进行应力与叶尖振幅的标定，记录各通道应变值及叶尖振幅值，确定最大应力位置；确定最大应力-叶尖振幅关系:2a＝0.0339S-0.1362，即300MPa对应的叶尖振幅峰峰值为10.03mm；
按照确定叶片S-N曲线方法进行试验，拟合出以应力为纵坐标，以疲劳寿命对数值为横坐标的S-N曲线，得到S-N曲线算式：S＝45.37lgN+541.2
在正弦试验中，得到叶片1阶弯曲固有频率fn＝488.7Hz、阻尼系数ξ＝0.68％、放大因子
2.根据公式NSk＝C，求得K＝12.82。
式中：k为S-N曲线NSk＝C(C为常数)的指数参量。
N为疲劳寿命。
S为应力。
3.根据正弦与窄带随机应力的疲劳等效关系式，求得γ＝2.51。
式中：SH为正弦振动叶尖振动幅值；σR为窄带随机振动的叶尖振幅均方根应力值，Γ为系数。
4.根据正弦与随机激励的疲劳等效关系，求得G0＝0.088。
式中：AH为基础正弦激励加速度幅值。
G0为基础加速度随机激励的单边功率谱密度。
5.根据公式ΔF≥πξfn，求得随机激励带宽ΔF。考虑到实际试验多叶片1阶固有频率的离散性，以及兼顾振动疲劳强度试验过程中1％的固有频率变化量，故ΔF≈10Hz，即窄带范围480Hz～490Hz。式中：n为带宽中心频率。
6.将装有试验叶片的专用夹块6，放入多叶片专用夹具底座3的框内，用夹具底座3上的压紧螺钉5将专用夹块6压紧。
7.启动试验设备，设置窄带随机软件参数后，在规定的试验载荷下进行疲劳强度试验。
8.编写试验报告，给出叶片疲劳强度试验结果及分析。
需要更换试验叶片，继续完成疲劳强度试验时，重复步骤、即可。
用此方法完成多叶片疲劳强度试验，让多件叶片同时完成疲劳强度考核，有了适用的试验方法。只要采用该方法按规定的步骤进行试验考核，即可真实考核该类叶片的疲劳强度，检查制造工艺稳定性，确定振动疲劳极限。而且更适用于试验对象为单只叶片多件同时完成疲劳强度试验，试验效率至少提高50％以上。
以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制；凡本行业的普通技术人员均可按说明书附图所示和以上所述而顺畅地实施本发明；但是，凡熟悉本专业的技术人员在不脱离本发明技术方案范围内，利用以上所揭示的技术内容而做出的些许更动、修饰与演变的等同变化，均为本发明的等效实施例；同时，凡依据本发明的实质技术对以上实施例所作的任何等同变化的更动、修饰与演变等，均仍属于本发明的技术方案的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，包括，
S1，将多个粘贴好应变片的试验叶片安装在专用夹具装置中；
S2，通过逐级加载振动载荷对试验叶片进行应力分布和叶尖振幅标定，通过正弦激励确定叶片的S-N曲线，其中，N为疲劳寿命，S为应力；
S3，根据S-N曲线，得到S-N曲线的指数参量k，从而计算得到窄带随机的参数；
S4，通过设置窄带随机的参数，以振动台的台面加速度控制试验叶片进行窄带随机激励，进行试验叶片疲劳强度试验，记录试验叶片的疲劳强度试验的分析结果。
2.根据权利要求1所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，S2具体为：
通过逐级加载振动载荷，对粘贴好应变片的试验叶片进行应力分布和叶尖振幅标定，记录各通道应变值及叶尖振幅值，确定最大应力位置以及最大应力-叶尖振幅关系，通过疲劳强度试验得到叶片应力比R＝-1的S-N曲线，其中，N为疲劳寿命，S为应力。
3.根据权利要求1所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，S3中根据S-N曲线对应的公式NSk＝C，计算得到S-N曲线的指数参量k，C为常数。
4.根据权利要求1所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述窄带随机的参数包括随机激励带宽ΔF，基础加速度随机激励的单边功率谱密度G0和窄带随机和正弦的互换系数γ。
5.根据权利要求4所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，根据S-N曲线的指数参量k，通过正弦与窄带随机应力的疲劳等效关系式，求得窄带随机和正弦的互换系数γ值；
式中：SH为正弦振动叶尖振动幅值；σR为窄带随机振动的叶尖振幅均方根应力值，Γ为系数。
6.根据权利要求4所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，根据正弦与随机激励的疲劳等效关系，通过窄带随机和正弦的互换系数γ值，求得基础加速度随机激励的单边功率谱密度G0值；
式中：AH为基础正弦激励加速度幅值；G0为基础加速度随机激励的单边功率谱密度，fn为1阶弯曲固有频率，ξ阻尼系数，放大因子
其中1阶弯曲固有频率fn和ξ阻尼系数通过试验得到。
7.根据权利要求4所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述随机激励带宽ΔF，满足以下公式得到：
ΔF≥πξfn；
其中，ξ为阻尼系数，fn为1阶弯曲固有频率。
8.根据权利要求1所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，S4中在试验叶片疲劳强度试验过程中，通过测量试验叶片的叶尖位移，对每个试验叶片的位移随机响应时域信号分别进行实时的均方根值统计分析和自功率谱密度分析，均方根值用于监测试验叶片的应力振幅，自功率谱密度分析用于监测试验叶片的固有频率的变化。
9.根据权利要求8所述的一种多叶片振动疲劳强度试验方法，其特征在于，根据每个试验叶片的固有频率和试验时间，计算出在该应力水平下试验叶片的循环数；根据每个试验叶片的自功率谱密度和固有频率，对试验叶片的裂纹进行分析判定。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116933447A (zh) * | 2023-09-17 | 2023-10-24 | 浙江大学高端装备研究院 | 一种评估带涂层汽轮机叶片阻尼结构的可靠性的方法 |
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2023
- 2023-03-28 CN CN202310317972.2A patent/CN116380381A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116933447A (zh) * | 2023-09-17 | 2023-10-24 | 浙江大学高端装备研究院 | 一种评估带涂层汽轮机叶片阻尼结构的可靠性的方法 |
| CN116933447B (zh) * | 2023-09-17 | 2024-01-09 | 浙江大学高端装备研究院 | 一种评估带涂层汽轮机叶片阻尼结构的可靠性的方法 |
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