[发明专利]一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法

说明书

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。

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A₀，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A₁，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A₀，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A₁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：