CN117367727A - 一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空发动机激振试验领域，为一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，通过在三级鼓筒的外壁筒体表面、篦齿根部和篦齿齿尖位置粘贴应变片，进行试验转子装配，而后将模拟涡轮轴头与试验平台对接。通过将特定发动机阶次的激振载荷施加于旋转薄壁鼓筒的三级盘真实叶片上，以振动传递的方式，获得薄壁鼓筒在共振转速范围内的振动响应；而后在三级鼓筒内壁沿周向安装阻尼片，开展第二轮带阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，再次获得薄壁鼓筒在共振范围内的振动响应；通过对比两轮薄壁鼓筒旋转激振试验结果，即可评估当前类型阻尼片对于薄壁鼓筒的振动抑制效果；解决了现有部件旋转激振试验器无法对薄壁鼓筒进行振动特性研究的问题。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机激振试验领域，特别涉及一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法。
背景技术
航空发动机密封结构被设计用来控制转静子级间气流泄漏，有效的密封可以显著提高航空发动机效率。随着高性能涡轮和压气机的出现，多种设计方法被用来提高航空发动机密封结构效率，例如更高的篦齿长度、更小的叶尖间隙等。但是随之而来的问题就是更高的动态载荷施加在密封结构上，容易引起相关结构的高周疲劳破坏。
航空发动机通常在薄壁鼓筒上设计篦齿封严，由于受气流激振的影响，旋转的薄壁鼓筒在航空发动机设计点转速范围内通常会有若干节径/节圆型振动模态被激振，从而引起长篦齿尖端产生裂纹萌生，严重的将会导致裂纹扩展，最后导致薄壁鼓筒破裂。相对于叶片的高周疲劳问题，旋转薄壁鼓筒的高周疲劳问题更难于发现。
由于成本问题，试图借助发动机整机试验解决整个高周疲劳问题是不现实的。因此，带激励系统的动态旋转测试台为解决这个问题提供了方法。动态旋转测试台的HCF激励系统包括驱动轴1、设于驱动轴1输出端的激振试验件2、对驱动试验件施加载荷的激振载荷施加装置3以及滑油循环系统，动态旋转测试台可以模拟发动机流道中除了气动负载外的静态的和动态环境，如图1所示。转速、温度场和激振因素均可以同时模拟。因此通过部件级旋转激振试验器，确定薄壁鼓筒的动态特性和潜在HCF故障并在发动机开发初期为改变设计提供评估参数，评估阻尼结构减振效果，可以降低发动机的研发成本，缩短研发周期。
而现有的HCF激励系统具有如下缺点：
技术方面
对于激振旋转叶片，目前通常采用液体喷射激励的方法，即在试验转子外围布置一系列喷嘴，喷嘴射流方向垂直于发动机轮盘旋转面，使得射流沿发动机轴向喷射至叶片。在试验过程中，从喷嘴中连续喷出的雾状液体，对旋转叶片的指定位置进行冲击。当液体接触到旋转叶片以后，其动能就会对叶片产生冲击力，周向均布固定的喷嘴相对于旋转轮盘的叶片形成了特定频率的激振力。通过控制喷嘴的数量和转子的转速，将会产生叶片特定模态的共振响应；通过控制喷嘴处液体的流量和压力，就可以调节激励力的幅值，进而控制共振响应的大小。
目前对于旋转薄壁鼓筒，由于鼓筒旋转中心与发动机以及试验设备驱动轴均同轴，基于现有的试验装置，无法采用轴向喷射的激振方法对同轴旋转的薄壁鼓筒进行激振，如图2所示，喷油杆4上的喷油嘴5无法将高速滑油射流6沿轴向喷射到目标激振部位。如果采用沿着鼓筒径向喷射的激振方法，将无法产生特定发动机阶次的激振载荷，如图3所示，喷油杆4上的喷油嘴5沿径向将高速滑油射流6喷射到目标激振部位。同样不能实现在旋转试验器条件下对薄壁鼓筒进行振动特性研究。
成本方面
如果采用喷嘴沿薄壁鼓筒径向喷射激振滑油的方法，需要额外单独设计一套随薄壁鼓筒同步旋转的陪衬鼓筒，陪衬鼓筒沿周向加工出与激振发动机阶次相同数量的孔，如图4所示。该陪衬鼓筒装配于喷嘴与薄壁鼓筒之间，当试验件与陪衬鼓筒共同旋转时，喷嘴喷射出的滑油射流将会通过陪衬鼓筒上的周向通过孔周期性的喷射在薄壁鼓筒上，形成一定发动机阶次的激振载荷。
然而该陪衬鼓筒的外径比试验件鼓筒的外径大，航空发动机薄壁鼓筒强度设计已经趋近于材料的强度边界，为了保证陪衬鼓筒在高速旋转的过程中不先于试验鼓筒破坏，设计难度大，材料选择成本高，加工成本高，且陪试鼓筒强度储备低，试验过程中转子爆裂风险大。
效率方面
为了采集薄壁鼓筒以及封严篦齿的动应力数据，需要在薄壁鼓筒表面以及封严篦齿粘贴应变片。当采用陪衬鼓筒方案进行试验时，滑油周期性的喷射在鼓筒表面，高速滑油射流会破坏薄壁鼓筒以及封严篦齿表面粘贴的应变片，应变片存活时间短，不能采集到或者仅能采集到少量的测试数据。试验件则需重新下台，分解，重新贴片，平衡，测试引线，再上台，多次重复试验周期长，影响试验效率。
因此如何实现在旋转试验器条件下进行薄壁鼓筒的振动特性研究是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，以解决现有的旋转激振试验不能实现在旋转试验器条件下对薄壁鼓筒进行振动特性研究的问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，包括：
对三级鼓筒粘贴应变片，在三级鼓筒外壁的筒体表面、篦齿根部和篦齿齿尖三个位置粘贴应变片；
进行增压级转子组件装配，增压级转子组件包括二级盘筒、二级盘装配块、三级盘筒和三级盘真实叶片；
将带有三级鼓筒的增压级转子组件与模拟涡轮轴头连接，而后分别连接堵盖、锁紧螺母和锁片；装配完成后将应变片沿着转子组件的可靠位置安装动应力测试引线并施加防油保护措施；
将模拟涡轮轴头通过前缘尾缘可变激振系统与试验平台对接，当采用尾缘激振的方案时，将模拟涡轮轴头通过螺栓连接至前缘尾缘可变激振系统的上止口定位面和下止口定位面；
在三级鼓筒内壁不安装阻尼片，开展第一轮无阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应；而后在三级鼓筒内壁沿周向安装阻尼片，开展第二轮带阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应；
对比分析薄壁鼓筒在前后两轮试验中的振动响应数据，获得薄壁鼓筒各节径/节圆型振动模态下的振动响应变化幅度，评估当前类型阻尼片对于薄壁鼓筒的减振效果。
优选地，分别在三级鼓筒外壁的筒体表面、篦齿根部和篦齿齿尖各粘贴至少两组应变片。
优选地，所述前缘尾缘可变激振系统包括空心传动轴、多功能立式转接法兰、箍套和销钉；所述空心传动轴与部件旋转激振试验器的驱动涡轮相连，所述多功能立式转接法兰与空心传动轴通过过盈紧度配合，多功能立式转接法兰在过盈紧度配合面处具有销钉连接并施加箍套保护。
优选地，所述二级盘筒与模拟涡轮轴头同轴套接并通过螺栓连接，所述二级盘筒与模拟涡轮轴头的压紧结构还包括堵盖、锁紧螺母和锁片；所述模拟涡轮轴头的底部开设有锁紧腔，所述堵盖的顶部插设于锁紧腔内、底部与模拟涡轮轴头的底面相抵，所述锁紧螺母螺纹连接于模拟涡轮轴头的外壁上并且锁紧螺母的顶部与二级盘筒相抵，所述锁片共有多组并且多组锁片沿着堵盖的周向均匀布设，每组所述锁片均固定连接于堵头与锁紧螺母之间。
本申请的一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，首先在待测薄壁鼓筒外壁的筒体表面、篦齿齿尖和篦齿根部沿周向粘贴应变片，通过装配待测薄壁鼓筒和该级薄壁鼓筒真实叶片、相邻薄壁鼓筒和该级薄壁鼓筒配重块、试验转子转接段等零部件，共同组成薄壁鼓筒旋转激振试验转子，而后对应变片安装动应力测试引线并施加防油保护措施，将薄壁鼓筒旋转激振试验转子连接至部件旋转激振试验器，完成试验装配。而后调试运行试验转子，当试验转子的振动水平处在设备振动限制值范围内时，试验转子即可在滑油激励状态下进行第一轮不带阻尼片的薄壁鼓筒旋转激振试验，轴向喷射的滑油将特定发动机阶次的激振载荷通过真实叶片传递至待测薄壁鼓筒，从而可以获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应。接着在薄壁鼓筒内壁安装阻尼片，在滑油激励状态下进行第二轮带阻尼片的薄壁鼓筒旋转激振试验，获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应。对比前后两轮的试验数据，即可有效评估当前类型阻尼片对于薄壁鼓筒的减振效果，解决了现有部件旋转激振试验器无法对薄壁鼓筒进行振动特性研究的问题。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为背景技术中部件旋转激振试验器激励系统结构示意图；
图2为背景技术中试验装置激振滑油轴向喷射示意图；
图3为背景技术中试验装置激振滑油径向喷射示意图；
图4为背景技术中带周向通过孔结构的陪衬鼓筒示意图；
图5为本申请薄壁鼓筒旋转激振试验转子机械方案示意图；
图6为本申请中前缘尾缘可变激振系统示意图；
图7为本申请薄壁鼓筒旋转激振试验应变片粘贴位置示意图；
图8为本申请航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验流程示意图。
1、驱动轴；2、激振试验件；3、激振载荷施加装置；4、喷油杆；5、喷油嘴；6、高速滑油射流；7、模拟涡轮轴头；8、堵盖；9、锁紧螺母；10、锁片；11、三级盘；12、三级盘真实叶片；13、二级盘配重块；14、二级鼓筒；15、三级鼓筒；16、空心传动轴；17、箍套；18、多功能立式转接法兰；19、上止口定位面；20、下止口定位面；21、销钉；22、篦齿齿尖；23、篦齿根部；24、筒体表面；25、三级鼓筒内壁；26、三级鼓筒外壁。
具体实施方式
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，都属于本发明保护的范围。
一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法
如图8所示，包括如下步骤：
步骤S100，薄壁鼓筒旋转激振试验载荷施加方案设计
航空发动机薄壁鼓筒部件通常装配于发动机各级旋转轮盘级间，与静子共同形成篦齿封严式的气路密封。在进行薄壁鼓筒旋转激振试验载荷施加方案设计时，针对现有试验装置无法开展旋转薄壁鼓筒振动特性试验研究的问题，可以利用与薄壁鼓筒相邻的旋转轮盘叶片，将特定发动机阶次的激振载荷首先施加于旋转轮盘叶片，利用高速旋转叶片在离心力的作用下与轮盘鼓筒之间形成的刚性连接，将叶片承受的激振载荷通过轮盘传递至薄壁鼓筒。当激振载荷频率与薄壁鼓筒的某一节径/节圆型振动模态频率重合时，薄壁鼓筒将产生该特定模态下的节径/节圆型振动。
对某型发动机三级鼓筒开展薄壁鼓筒旋转激振试验，结合图5，增压级转子组件包含：二级鼓筒14、二级盘配重块13、三级鼓筒15(待测薄壁鼓筒)、三级盘真实叶片12。将二级盘装配块13安装于二级盘筒14和三级盘筒11之间。
在三级盘11的轮缘位置安装三级盘真实叶片12，带有特定发动机阶次的激振载荷沿着试验转子旋转轴向方向施加于三级盘真实叶片12，在试验转子高速旋转的条件下，三级盘11与三级盘真实叶片12处于刚性连接状态，因此，特定发动机阶次的激振载荷将通过叶片传递至三级鼓筒15(待测薄壁鼓筒)。
步骤S200，薄壁鼓筒旋转激振试验转子机械方案设计
对某型发动机三级鼓筒开展薄壁鼓筒旋转激振试验，结合图5，当采用激振载荷首先施加于旋转轮盘叶片，然后将叶片承受的激振载荷通过轮盘传递至薄壁鼓筒的激振载荷施加方案时，与三级鼓筒15(待测薄壁鼓筒)相邻的二级鼓筒14则不需要安装真实叶片，以二级盘配重块13替代真实叶片安装至轮盘相应位置。一级鼓筒与相应轮盘在开展三级薄壁鼓筒旋转激振试验时不参与装配。
激振载荷(轴向喷射的滑油射流)可以选择从三级盘真实叶片12的前缘位置或者尾缘位置进行喷射。当选择从三级盘真实叶片12的前缘位置进行喷射时，二级盘配重块13由于自身径向尺寸短小，不会对激振载荷产生干扰；当选择从三级盘真实叶片12的尾缘位置进行喷射时，轴向喷射的滑油射流在完成对三级盘真实叶片12的冲击后，将直接被滑油循环系统回收，不会通过二级盘配重块13将激振载荷传递至三级鼓筒15(待测薄壁鼓筒)，因此不会产生多个激振载荷的干扰。
将二级盘筒14与模拟涡轮轴头7相连并压紧；将模拟涡轮轴头7通过前缘尾缘可变激振系统与试验平台对接，而后根据试验转子轴向长度，将模拟涡轮轴头7的法兰端连接至前缘尾缘可变激振系统的上止口定位面19和下止口定位面20。连接紧固后，试验平台即可通过前缘尾缘可变激振系统的空心传动轴16带动鼓筒激振试验转子组件旋转。
优选地，二级盘筒14与模拟涡轮轴头7同轴套接并通过螺栓连接，保证便捷性和稳定性。二级盘筒14与模拟涡轮轴头7的压紧结构还包括堵盖8、锁紧螺母9和锁片10；模拟涡轮轴头7的底部开设有锁紧腔，堵盖8的顶部插设于锁紧腔内、底部与模拟涡轮轴头7的底面相抵，锁紧螺母9螺纹连接于模拟涡轮轴头7的外壁上并且锁紧螺母9的顶部与二级盘筒14相抵，锁片10共有多组并且多组锁片10沿着堵盖8的周向均匀布设，每组锁片10均固定连接于堵头与锁紧螺母9之间。这样堵盖8通过锁片10对锁紧螺母9进行支撑，通过拧紧锁紧螺母9能够对二级盘筒14进行稳定的压紧，通过锁片10防止组件间松脱旋转。
步骤S300，薄壁鼓筒旋转激振试验转子组件装配与平衡
首先，进行三级鼓筒(待测薄壁鼓筒)15贴片，结合图7，在三级鼓筒外壁26的b点和c点位置粘贴应变片，用于测量薄壁鼓筒筒体表面的振动响应水平；在三级鼓筒外壁26的a点和d点位置粘贴应变片，用于测量薄壁鼓筒篦齿根部的振动响应水平；在三级鼓筒外壁26的f点和g点位置粘贴应变片，用于测量薄壁鼓筒篦齿齿尖的振动响应水平；上述三处典型位置的振动响应水平可用于评估薄壁鼓筒的强度储备。
其次，进行增压级转子组件装配。
由于目标激振位置位于三级鼓筒位置，因此增压级转子组件可不装配一级鼓筒及配套叶片，即可进行试验。
然后，进行薄壁鼓筒旋转激振试验转子组件装配与平衡。
将带有三级鼓筒15(待测薄壁鼓筒)的增压级转子组件与模拟涡轮轴头7连接，通过堵盖8、锁紧螺母9保证组件间的轴向压紧，通过锁片10防止组件间松脱旋转。装配完成后将应变片沿着转子组件的可靠位置安装动应力测试引线并施加防油保护措施。接着进行薄壁鼓筒旋转激振试验转子组件平衡。
在其三级盘筒11内壁沿周向不安装阻尼片、三级盘筒11的外壁沿周向安装应变片，开展第一轮无阻尼状态的旋转激振试验，一次获得薄壁鼓筒在共振转速范围内的振动响应，并记录振动响应结果；完成第一轮试验后，试验组件将在试验平台上进行擦拭、清洗、烘干，去除试验组件内外壁面的滑油残留。最后检查应变片状态。
而后再三级盘筒11的内壁沿周向安装阻尼片，开展第二轮带阻尼的旋转激振试验，二次获得薄壁鼓筒在共振范围内的振动响应，并记录振动响应结果。
步骤S400，薄壁鼓筒旋转激振试验转子组件与试验平台的对接
将装配好的薄壁鼓筒旋转激振试验转子组件通过前缘尾缘可变激振系统与试验平台对接。结合图5和图6，当采用尾缘激振的方案时，需要将模拟涡轮轴头7通过螺栓连接至前缘尾缘可变激振系统的下止口定位面20。结合图2，将特定数量的喷油杆4沿周向均匀布置，形成特定发动机阶次的激振载荷。在每一个喷油杆4上安装一个喷油嘴5，调整喷油杆4的轴向位置，使得喷油嘴5的喷口位于三级盘真实叶片12的尾缘位置上方，轴向距离10mm；接着调整喷油嘴5的喷口在喷油杆4上的径向位置，使得喷油嘴5的喷口位于三级盘真实叶片12的叶身范围内，与叶尖保持径向距离10mm。选择将高速滑油射流冲击在三级盘真实叶片12的叶尖区域时，能够产生最大的激振载荷。
前缘尾缘可变激振系统包括空心传动轴16、多功能立式转接法兰18、箍套17和销钉21。空心传动轴16与部件旋转激振试验器的驱动涡轮相连，多功能立式转接法兰18与空心传动轴16通过过盈紧度配合，多功能立式转接法兰18在过盈紧度配合面处具有销钉21连接并施加箍套17保护，防止高速运行时销钉21飞出失效。多功能立式转接法兰18的上端面上设有上止口定位面19、下端面上设有下止口定位面20。试验组件连接紧固后，试验平台即可通过前缘尾缘可变激振系统的空心传动轴16带动薄壁鼓筒旋转激振试验转子组件旋转。
在试验规定的全转速范围内，无滑油激振状态，调试运行试验转子，验证试验转子的平衡效果。当试验转子的振动水平处在设备振动限制值范围内时，则认为试验转子的平衡措施合格。
然后，需要将试验转子组件内的动应力测试引线继续从空心传动轴16内孔引出至滑环引电器，完成旋转信号与静止信号的传递转换。调试信号放大器和数据采集系统后，即可开展薄壁鼓筒旋转激振试验。
步骤S500，开展薄壁鼓筒旋转激振试验
结合图7，在三级鼓筒内壁25不安装阻尼片，开展第一轮无阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应。完成第一轮试验后，试验组件将在试验平台上进行擦拭、清洗、烘干，去除试验组件内外壁面的滑油残留，最后检查应变片状态。
接着在三级鼓筒内壁25沿周向安装阻尼片，开展第二轮带阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验。获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应。
步骤S600，对比分析薄壁鼓筒在前后两轮试验中的振动响应数据，经过统计分析，获得薄壁鼓筒各节径/节圆型振动模态下的振动响应变化幅度，即可有效评估当前类型阻尼片对于薄壁鼓筒的减振效果。
本申请通过在三级鼓筒外壁26的筒体表面24、篦齿根部23和篦齿齿尖22三个位置粘贴应变片，而后将三级鼓筒15与相邻的二级鼓筒14相连，各级鼓筒对应轮盘分别安装三级盘真实叶片12和二级盘装配块13，接着与模拟涡轮轴头7相连，完成试验转子装配，最后将模拟涡轮轴头7与试验平台对接。而后在三级鼓筒内壁25不安装阻尼片的条件下，开展第一轮无阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，通过将特定发动机阶次的激振载荷(即一定数量且周向均布的高速滑油喷射射流)施加于旋转薄壁鼓筒的三级盘真实叶片12上，以振动传递的方式，引起三级鼓筒15的目标激振位置的振动响应，从而获得薄壁鼓筒在共振转速范围内的振动响应；而后在三级鼓筒内壁25沿周向安装阻尼片，开展第二轮带阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，以相同的振动传递路径，再次获得薄壁鼓筒在共振范围内的振动响应；通过对比两轮薄壁鼓筒旋转激振试验结果，即可评估当前类型阻尼片对于薄壁鼓筒的振动抑制效果。高速滑油射流无需直接喷射至薄壁鼓筒表面，解决了现有试验方法无法解决应变片存活时间短，无法采集到足够的试验数据，需要试验件反复下台，重新粘贴应变片的问题。部分滑油喷射射流在冲击旋转叶片后被雾化，其余滑油喷射射流通过旋转叶片间的间隙直接被部件旋转激振试验器的滑油收集器回收，避免了对薄壁鼓筒表面应变片的冲刷，实现了试验过程中应变片存活率达到100％。同时解决了现有部件旋转激振试验器无法对薄壁鼓筒进行振动特性研究的问题，扩展了部件旋转激振试验器的应用边界；解决了现有试验方法中陪试鼓筒从设计，选材，加工需要消耗大量人力物力成本，且陪试鼓筒强度储备低，试验过程中爆裂风险大的问题。基于试验转子自身结构进行激振载荷传递的方法，避免了复杂的结构设计，保证了试验转子的结构可靠性。
最后应说明的几点是：首先，在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变，则相对位置关系可能发生改变；
其次：本发明公开实施例附图中，只涉及到与本公开实施例涉及到的结构，其他结构可参考通常设计，在不冲突情况下，本发明同一实施例及不同实施例可以相互组合；
最后：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于，包括：
对三级鼓筒(15)粘贴应变片，在三级鼓筒外壁(26)的筒体表面(24)、篦齿根部(23)和篦齿齿尖(22)三个位置粘贴应变片；
进行增压级转子组件装配，增压级转子组件包括二级盘筒(14)、二级盘装配块(13)、三级盘筒(11)和三级盘真实叶片(12)；
将带有三级鼓筒(15)的增压级转子组件与模拟涡轮轴头(7)连接，而后分别连接堵盖(8)、锁紧螺母(9)和锁片(10)；装配完成后将应变片沿着转子组件的可靠位置安装动应力测试引线并施加防油保护措施；
将模拟涡轮轴头(7)通过前缘尾缘可变激振系统与试验平台对接，当采用尾缘激振的方案时，将模拟涡轮轴头(7)通过螺栓连接至前缘尾缘可变激振系统的上止口定位面(19)和下止口定位面(20)；
在三级鼓筒内壁(25)不安装阻尼片，开展第一轮无阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应；而后在三级鼓筒内壁(25)沿周向安装阻尼片，开展第二轮带阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，获得薄壁鼓筒在其共振转速范围内的振动响应；
对比分析薄壁鼓筒在前后两轮试验中的振动响应数据，获得薄壁鼓筒各节径/节圆型振动模态下的振动响应变化幅度，评估当前类型阻尼片对于薄壁鼓筒的减振效果。
2.如权利要求1所述的航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于：分别在三级鼓筒外壁(26)的筒体表面(24)、篦齿根部(23)和篦齿齿尖(22)各粘贴至少两组应变片。
3.如权利要求1所述的航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于：所述前缘尾缘可变激振系统包括空心传动轴(16)、多功能立式转接法兰(18)、箍套(17)和销钉(21)；所述空心传动轴(16)与部件旋转激振试验器的驱动涡轮相连，所述多功能立式转接法兰(18)与空心传动轴(16)通过过盈紧度配合，多功能立式转接法兰(18)在过盈紧度配合面处具有销钉(21)连接并施加箍套(17)保护。
4.如权利要求1所述的航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于：所述二级盘筒(14)与模拟涡轮轴头(7)同轴套接并通过螺栓连接，所述二级盘筒(14)与模拟涡轮轴头(7)的压紧结构还包括堵盖(8)、锁紧螺母(9)和锁片(10)；所述模拟涡轮轴头(7)的底部开设有锁紧腔，所述堵盖(8)的顶部插设于锁紧腔内、底部与模拟涡轮轴头(7)的底面相抵，所述锁紧螺母(9)螺纹连接于模拟涡轮轴头(7)的外壁上并且锁紧螺母(9)的顶部与二级盘筒(14)相抵，所述锁片(10)共有多组并且多组锁片(10)沿着堵盖(8)的周向均匀布设，每组所述锁片(10)均固定连接于堵头与锁紧螺母(9)之间。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| CN202311513409.9A CN117367727A (zh) | 2023-11-14 | 2023-11-14 | 一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN202311513409.9A CN117367727A (zh) | 2023-11-14 | 2023-11-14 | 一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法 |
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| CN117367727A true CN117367727A (zh) | 2024-01-09 |
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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| CN202311513409.9A Pending CN117367727A (zh) | 2023-11-14 | 2023-11-14 | 一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法 |
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|---|---|
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-
2023
- 2023-11-14 CN CN202311513409.9A patent/CN117367727A/zh active Pending
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