CN117433726A - 一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于旋转激振试验领域，为一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，先随机选取一定数量的待测叶片，再根据待测叶片数量对轮盘周向所有叶片装配位置进行分区，将每个待测叶片装配至一个分区的中心位置，并根据频率差设定要求在待测叶片两侧装配陪试叶片。而后分别进行第一轮无阻尼条件下的旋转激振试验和第二轮带阻尼条件下的旋转激振试验，依据频率对陪试叶片进行筛选能够使其与待测叶片之间产生共振，可以有效提高大刚度高压涡轮叶片在旋转激振试验动应力测试中的信噪比。通过对比相同叶片在不同阻尼状态下两轮试验的振动响应，可以有效的评估当前类型的阻尼片在叶片振动抑制方面的减振效果。

Description

一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法

技术领域

本申请属于航空发动机旋转激振试验领域，特别涉及一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法。

背景技术

随着高性能涡轮和压气机的出现，燃气涡轮叶片高周疲劳断裂成为主要的故障模式。更高的转子速度，更近的各级间距离，更小的重量，变化多样的导流板和不断增加的单个叶片的气动功都造成了正常工作状态下更多叶片的共振模式被激励。

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。用可靠的高周疲劳激励系统，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和动态环境。转速，温度场和激振因素均可以同时模拟，确定转子级叶片响应和潜在高周疲劳故障并在发动机开发初期为改变设计提供评估参数，降低发动机的研发成本，缩短研发周期。

液体喷射激励方法是在试验转子外围布置一系列喷嘴，喷嘴尖端对着叶片。在试验中，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。

动态旋转测试台的高周疲劳激励系统包括驱动轴1、联接于驱动轴1输出端的激振试验件2、对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，能够模拟叶片在发动机工作状态下的激振源，即发动机阶次，如前缘工作叶片数、尾缘工作叶片数、燃烧室喷嘴数和进气支板数等，如图1所示。目前激振载荷施加装置3包括内环4、外环5和设于内环4与外环5之间的喷油嘴滑杆组件6，能够实现在内外环之间固定每一个喷油嘴滑杆组件6的周向位置，保证每一个喷油嘴滑杆组件6上的激振滑油能够稳定流通，全套装置具备全发动机阶次自由可调的能力，无需拆装试验件即可实现喷油嘴周向位置自由可调，形成目标发动机阶次激振源，如图2所示；同时驱动轴组件与激振试验件通过法兰和止口配合进行联接，具备在不改变驱动轴组件设计的基础上，实现对同一激振试验件进行前缘激振与尾缘激振的切换，如图3所示。

现有技术具有如下缺点：

技术方面

现有的试验装置可以实现对发动机转子叶片的液体激励振动，用来研究航空发动机部分转子叶片的阻尼特性，如风扇转子叶片、压气机转子叶片等。并且现有的试验方法是在航空发动机轮盘上周向均布选择若干待测叶片，粘贴应变片，部分待测叶片带阻尼结构，剩余待测叶片不带阻尼结构，与轮盘装配成组件后引线，安装于旋转激振试验器，信号线固定于滑环引电器，信号调理后开展正式试验。试验结果经数据分析后即获得带阻尼结构叶片与不带阻尼结构叶片的振动响应对比，进而评估阻尼在叶片振动响应方面的振动抑制效果。

但是受叶片与轮盘装配状态、阻尼结构与叶片装配状态、高速旋转过程中配合条件的变化，相邻叶片振动响应等诸多因素影响，不同被测叶片间的振动特性往往存在较大的差异。

对于高压涡轮，通常采用在相邻两片高压涡轮叶片间装配阻尼片的结构形式对高压涡轮叶片进行减振。但是不同结构形式的阻尼片减振效果差异大，无法利用整机试验的方式逐一进行阻尼结构的筛选。并且相对于风扇转子叶片和压气机转子叶片，由于高压涡轮叶片自身刚度大，在旋转激振条件下的振动响应往往很小，信噪比过低，不利于开展阻尼减振特性对比研究。因此目前仍未形成一套完善的高压涡轮叶片旋转激振试验方法。

成本方面

现有的试验方法经过深入论证与试验验证发现，不同叶片间(带阻尼叶片与不带阻尼叶片)对比振动响应水平并不能代表真实的阻尼振动抑制水平。试验过程从叶片贴片，装配引线到正式试验，会消耗巨大的人力物力成本且无法获得真实的阻尼振动抑制水平。

效率方面

选择待测叶片，使得各叶片间与发动机轮盘装配状态均接近、同时与阻尼片配合状态均接近。需要制定复杂的评价标准，进行繁琐的测量与筛选，装配工艺流程无法实现，影响试验效率。

因此如何保证高压涡轮叶片旋转激振试验的信噪比、提升试验效率是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，以解决现有的航空发动机转子叶片旋转激振试验方法不准确，特别是高压涡轮叶片动应力测试信号信噪比低、试验效率低的问题。

本申请的技术方案是：一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，包括：

首先在检验出厂合格的叶片中测试并记录所有叶片的一弯频率。根据引电器通道数量与旋转激振试验器驱动轴内孔允许通过的测试引线数量确定待测叶片数量，并随机选取待测叶片。

根据待测叶片数量将轮盘周向所有叶片装配位置进行均匀分区。当轮盘周向位置不能实现均匀分区时，允许不同分区之间的叶片数量相差在1片范围内(包含1片)。

每一个分区内将待测叶片装配至分区中心，待测叶片两侧装配陪试叶片。每一分区内均要求陪试叶片与中心待测叶片的频率差不超过设定范围，装配完成后记录轮盘周向所有叶片的装配位置。当某一分区内叶片数量为偶数时，待测叶片选取在距离整个分区中心最近的任意两个位置均可。

首轮装配，轮盘周向所有叶片位置均不安装阻尼片，当轮盘周向所有叶片均安装完成后，记录轮盘周向所有叶片的装配位置。开展第一轮无阻尼条件下的旋转激振试验。获得每个待测叶片在其共振转速范围内的振动响应。完成第一轮试验后，试验组件将进行分解。

第二轮装配，轮盘周向所有叶片位置均安装阻尼片，按照首轮装配记录的叶片装配位置，将周向所有叶片安装至首轮装配所在位置。开展第二轮带阻尼条件下的旋转激振试验。获得每个待测叶片在其共振转速范围内的振动响应。

通过对比分析获得每一个待测叶片在前后两轮试验中的振动响应变化幅度，经过数据统计，即可获得所有待测叶片的振动响应变化幅度平均值、最大值与最小值等统计数据，即可有效的评估当前类型阻尼片的减振效果。

优选地，所述每一分区内均要求陪试叶片与中心待测叶片的频率差不超过0.2％。

优选地，对待测叶片进行装配的过程中，确定待测叶片在发动机使用中出现故障的位置和叶片自身根部位置，而后分别对待测叶片的故障位置和根部位置粘贴应变片，应变片粘贴完成后对每个待测叶片安装动应力测试引线以及施加防油保护措施。

本申请的一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，先根据试验器硬件条件选取一定数量的待测叶片，再根据待测叶片数量对轮盘周向所有叶片装配位置进行分区，将每个待测叶片装配至各自分区的中心位置，并根据频率差设定范围要求筛选陪试叶片，装配在待测叶片两侧。而后分别进行第一轮无阻尼条件下的旋转激振试验和第二轮带阻尼条件下的旋转激振试验。两轮激振试验的装配过程中，所有待测叶片和陪试叶片均处于相同的装配位置。通过在同一个分区内装配频率接近的叶片进行旋转激振试验的方法，当激振频率与该分区内的待测叶片一弯频率相同时，使得试验转子稳定在该共振转速附近，与该待测叶片相邻的陪试叶片也会产生共振，进而增大待测叶片的振幅，依据此方法，可以有效提高大刚度高压涡轮叶片在旋转激振试验动应力测试中的信噪比，通过对比相同待测叶片在不同阻尼状态下两轮试验的振动响应，可以有效排除由于装配紧度等因素的不同导致不同叶片间振动响应出现分散性差异的影响。

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为背景技术中动态旋转测试台的高周疲劳激励系统结构示意图；

图2为图1中A-A截面全发动机阶次叶盘激振载荷施加装置结构示意图；

图3为背景技术中前缘尾缘可变激振系统示意图；

图4为本申请装配位置分区示意图；

图5为本申请分区内叶片装配位置示意图；

图6为本申请航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验流程图。

1、驱动轴；2、激振试验件；3、全发动机阶次叶盘激振载荷施加装置；4、内环；5、外环；6、喷油嘴滑杆组件。

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。

一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，包括如下步骤：

步骤S100，高压涡轮叶片选取

在检验出厂合格的叶片中测试并记录所有叶片的一弯频率，一弯频率的记录以便于后续进行陪试叶片的选取，而后根据引电器通道数量和旋转激振试验器驱动轴内孔允许通过的测试引线数量确定待测叶片的数量，随机选取一定数量的待测叶片，在一个实施例中，待测叶片的数量选取为12个，并将轮盘周向所有装配位置均分成12个区，如图4所示，陪试叶片的数量为待测叶片数量的整数倍，如4倍或者6倍等。

步骤S200，高压涡轮叶片装配

根据待测叶片数量对轮盘周向所有叶片装配位置进行均匀分区。当轮盘周向位置不能实现均匀分区时，允许不同分区之间的叶片数量相差在1片范围内(包含1片)。

将每个待测叶片装配至一个分区中心，并在待测叶片两侧装配陪试叶片，并控制每一分区内的陪试叶片与该分区内的待测叶片的频率差在设定范围内，装配完成后记录轮盘周向所有叶片的装配位置。当某一分区内叶片数量为偶数时，待测叶片选取在距离整个分区中心最近的任意两个位置均可。

优选地，每一分区内均要求陪试叶片与中心待测叶片的频率差不超过0.2％，从而能够保证同一分区内的陪试叶片在旋转激振试验中能够与该分区内的中心待测叶片发生共振。

在一个实施例中，轮盘1区内含有7个装配位置，则A4号装配位置装配待测叶片(粘贴应变片)，其余6个叶片装配陪试叶片(不粘帖应变片)，如图5所示。

结合图6，在粘贴应变片时，确定待测叶片的在发动机使用中出现故障的位置和叶片自身根部位置，而后分别对待测叶片在故障位置和根部位置粘贴应变片，应变片粘贴完成后对每个待测叶片安装动应力测试引线以及施加防油保护措施。旋转激振试验中每一个待测叶片均可获得两个部位的振动响应数据，从而可以获得故障位置处的应力水平与叶片根部位置处的应力水平的关系。在动应力测试过程中，任一位置的应变片失效，或者引电器某一通道失效时，均可通过该叶片其它位置的振动响应数据，评估叶片的整体振动响应水平，提高动应力测试的可靠性。

待测叶片的应变片粘贴完成后，需要进行试验件转子的装配与平衡，而后再将包含待测叶片与陪试叶片在内的试验件转子安装至旋转激振试验器。各动应力测试通道的引线均需通过空心驱动轴，焊接至滑环引电器，实现转子件与静子件之间的信号传递。而后进行试验件转子静态条件下的测试信号调理，以保证测试信号传输稳定、标定准确。在试验件转子静态条件下测试信号调理完成后，需要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，验证试验件转子的平衡效果。当试验件转子的振动水平处在设备振动限制值范围内时，试验件转子即可在滑油激励状态下进行高压涡轮叶片旋转激振试验，通过应变片获取试验结果，以进行后续的试验分析。

当激振频率与待测叶片一弯频率相同时，试验转子稳定在该共振转速附近，与待测叶片相邻的陪试叶片也会产生共振，进而增大待测叶片的振幅。通过该方法，可以有效的提升大刚度高压涡轮叶片的振动响应，提高大刚度高压涡轮叶片在旋转激振试验动应力测试中的信噪比，有利于开展阻尼减振特性对比研究。

同时通过以待测叶片频率作为标准筛选陪试叶片的方法，避免了繁琐的叶片轮盘尺寸测量，以及不必要的装配状态检查，简化了装配工艺流程，提高了试验效率。

步骤S300，第一轮无阻尼条件下的旋转激振试验

首轮装配，轮盘周向所有叶片位置均不安装阻尼片，当轮盘周向所有叶片均安装完成后，记录轮盘周向所有叶片的装配位置。而后对装配完成的待测叶片进行第一轮无阻尼条件下的旋转激振试验，获取每个待测叶片在其共振转速范围内的振动响应。

通过对轮盘周向所有叶片的装配位置进行记录，再次装配时，能够保证各叶片仍然能够装配至原来的位置，保证轮盘内各个分区内的所有叶片不论进行多少次的旋转激振试验，仍然能够处于相同的装配状态。

步骤S400，第二轮带阻尼条件下的旋转激振试验

受叶片与轮盘配合紧度的影响，不同叶片间的阻尼片减振效果存在一定的差异，通过对比不同叶片间振动响应无法有效的评估阻尼片的减振效果，因此需要在不改变各叶片装配位置的条件下先后进行两轮阻尼状态不同的旋转激振试验。

第一轮旋转激振试验和第二轮旋转激振试验的装配步骤设计为完全相同，以保证待测叶片在无阻尼和带阻尼时能够处于相同的装配状态。

第一轮试验完成后，对试验件进行分解，清洗所有待测叶片与陪试叶片，清理轮盘表面的动应力测试引线与防油保护涂层，接着对所有待测叶片按照第一轮旋转激振试验时确定的应变片粘贴位置再次粘贴应变片，安装动应力测试引线与施加防油保护措施。而后在每个待测叶片和陪试叶片上装配阻尼片，并再次将待测叶片和陪试叶片装配到轮盘上，进行第二轮带阻尼条件下的的旋转激振试验，获取每个待测叶片在共振转速范围内的振动响应，并与第一轮每个待测叶片的振动响应进行对比分析，评估当前类型阻尼片的减振效果。

在第一轮和第二轮的旋转激振试验中，对比分析获得每一个待测叶片在前后两轮试验中的振动响应变化幅度，经过数据统计，即可获得所有待测叶片的振动响应变化幅度平均值、最大值与最小值等统计数据，即可有效的评估当前类型阻尼片的减振效果。

用于试验结果对比分析的待测叶片在前后两轮旋转激振试验中处于相同位置、相同工作状态，除阻尼片外工作环境也基本相同，从而能够有效地排出干扰因素。通过对比相同待测叶片在不同阻尼状态下两轮旋转激振试验的振动响应，可以有效排除由于装配紧度等因素的不同导致不同叶片间振动响应出现分散性差异的影响。

通过对旋转激振试验中关于叶片筛选，叶片装配，应变片粘贴，试验调试和正式试验的设计，形成了航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验流程，如图6所示。

在选择相应的待测叶片时，由于不是进行不同待测叶片之间的振动特性相互对比，而是进行同一待测叶片在不同状态下的振动特性对比，因此在进行高压涡轮叶片旋转激振试验设计时不需要制定复杂的叶片筛选评价标准，也不需要再进行繁琐的装配状态测量，无需调整待测叶片与轮盘之间的装配状态、阻尼片与待测叶片之间的装配状态，从而可以有效提升试验效率和高压涡轮叶片旋转激振试验装配工艺的可实现性。实现了在相同装配状态与相同载荷状态等一致性边界条件下，开展高压涡轮叶片旋转激振试验的条件，可以有效的验证高压涡轮叶片的阻尼减振效果。

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 (3)

1.一种航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，其特征在于，包括：

首先在检验出厂合格的叶片中测试并记录所有叶片的一弯频率；根据引电器通道数量与旋转激振试验器驱动轴内孔允许通过的测试引线数量确定待测叶片数量，并随机选取待测叶片；

根据待测叶片数量将轮盘周向所有叶片装配位置进行均匀分区；当轮盘周向位置不能实现均匀分区时，允许不同分区之间的叶片数量相差在1片范围内；每一个分区内将待测叶片装配至分区中心，待测叶片两侧装配陪试叶片；当某一分区内装配位置为偶数时，待测叶片选取在距离整个分区中心最近的任意两个位置均可；每一分区内均控制陪试叶片与中心待测叶片的频率差不超过设定范围，装配完成后记录轮盘周向所有叶片的装配位置；

首轮装配，轮盘周向所有叶片位置均不安装阻尼片，当轮盘周向所有叶片均安装完成后，记录轮盘周向所有叶片的装配位置；开展第一轮无阻尼条件下的的旋转激振试验；获得每个待测叶片在其共振转速范围内的振动响应；完成第一轮试验后，试验组件将进行分解；

第二轮装配，轮盘周向所有叶片位置均安装阻尼片，按照首轮装配记录的叶片装配位置，将周向所有叶片安装至首轮装配所在位置；开展第二轮带阻尼条件下的旋转激振试验；获得每个待测叶片在其共振转速范围内的振动响应；

通过对比分析获得每一个待测叶片在前后两轮试验中的振动响应变化幅度，经过数据统计，即可获得所有待测叶片的振动响应变化幅度平均值、最大值与最小值统计数据，评估当前类型阻尼片的减振效果。

2.如权利要求1所述的航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，其特征在于：所述每一分区内均要求陪试叶片与中心待测叶片的频率差不超过0.2％。

3.如权利要求1所述的航空发动机高压涡轮叶片旋转激振试验方法，其特征在于：对待测叶片进行装配的过程中，确定待测叶片在发动机使用中出现故障的位置和叶片自身根部位置，而后分别对待测叶片的故障位置和根部位置粘贴应变片，应变片粘贴完成后对每个待测叶片安装动应力测试引线以及施加防油保护措施；旋转激振试验中每一个待测叶片均可获得两个部位的振动响应数据，获得故障位置处的应力水平与叶片根部位置处的应力水平的关系；在动应力测试过程中，任一位置的应变片失效，或者引电器某一通道失效时，通过该叶片其它位置的振动响应数据，评估叶片的整体振动响应水平。