某发动机静子叶片疲劳极限试验研究

刘 涛 张秀梅 吕文菊

（沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司，辽宁 沈阳 110043）

某发动机静子叶片疲劳极限试验研究

刘 涛 张秀梅 吕文菊

（沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司，辽宁 沈阳 110043）

通过对某航空发动机压气机静子叶片进行疲劳极限试验，得出叶片一阶固有频率、应力沿叶高分布最大点位置、计算出应力与振幅的关系，并对其进行疲劳极限试验。通过试验，促进叶片结构和工艺的优化，为静子叶片安全装机提供重要试验数据。

静子叶片；固有频率；应力分布；疲劳极限

1 概述

航空发动机压气机叶片是发动机非常重要的零件之一，由于工作条件比较恶劣，在高速、高压气流条件下工作，所以叶片断裂故障不可避免。振动疲劳断裂在叶片故障中占有较大比例，是影响发动机工作可靠性的主要因素之一。因此，发动机叶片振动疲劳试验研究工作在国内外倍受关注。在叶片生产和研制的过程中，需对叶片进行疲劳极限试验，以确定其加工质量是否符合设计要求。静子叶片的结构不同于动叶，工作状态比较复杂，对其进行疲劳试验研究工作是必不可少的。

2 试验方法

疲劳考核是对设计、材料、工艺必不可少的综合性检验。疲劳试验的目的是通过研究零部件的疲劳强度，确保试验样件能在最大负荷下达到发动机的运行寿命。以某型号发动机静子叶片为研究对象，在电磁振动台上对叶片施加载荷，模拟在发动机运转时的工作状态。

将叶片榫头作为装夹端，叶身处于悬臂状态。由于圆柱形榫头不利于装夹，将圆柱榫头两端面进行铣平处理，上下端面分别用压块压紧，固定在电磁振动台上。叶片在周期性激振力作用下产生强迫振动，当激振力的频率等于叶片的某阶固有频率时，悬空叶身的振幅就急剧增加，这时叶片受强迫振动进入共振状态。在这种状态下，叶片的振型节线附近能产生较大致命的交变应力，通过控制应力大小和循环周数可以对叶片的质量进行比较全面的综合性考核。

2.1 夹紧力矩的确定。在一阶弯曲频率下,逐步改变夹紧力矩,测定叶片频率与夹紧力矩的关系, 规定夹紧力矩P=（1～1.2）×PMIN，PMIN为保证稳定激振和共振条件下的最小夹紧力矩，通过试验确定夹紧力矩为80N·m。每次装夹叶片时，使用扭矩扳手来控制夹紧力矩的大小。

2.2 最大应力点的确定。随机抽取4件叶片，在同一激振水平下进行第一阶固有振型下叶身的表面应力试验。应变片的粘贴严格按工艺规程要求进行，应变片引线采用三线制，以减少信号干扰。根据试验数据绘制沿叶高方向的应力分布曲线，确定最大应力点位置在叶背内缘板距叶根5mm处。

2.3 叶片应力监视。在叶片振动疲劳试验中, 测量振动应力的方法有2种：1种是利用应变片监测应力；另1种是通过读取叶尖振幅值来监测应力。由于应变片在高应力水平、长时间振动后易受焊点断开、粘贴胶振动脱开等因素的影响，故采用振幅监测法。叶片近似看成等截面悬臂梁，由理论力学相关知识可知振动应力水平与梁端振幅和频率之乘积成正比。

图1 S-N曲线图

2.4 应力与振幅关系测试。随机抽取3件叶片，在应力最大点处，粘贴两片测试应变片，做应力与振幅对应关系试验，试验中调整振动台激励，读取不同激励下的应力数据及对应的振幅值并记录。利用最小二乘法拟合，得出全幅值。

3 疲劳极限试验。

整个试验采用正弦激励，以2×107循环为试验基准，将26件叶片分成七个应力水平完成。控制振幅达到给定应力水平的80%时开始记录，然后再精调至给定的应力水平。在整个疲劳试验过程中，严格监视叶片的振幅保持稳定，发生瞬时过载要记录，如果长时间过载试件将作废。

在试验过程中，将叶片一阶弯曲振型下的振动频率下降1%作为试件产生宏观裂纹的标志，然后调整叶片的共振频率，直至下降达到5%时，停止试验，取下叶片检查裂纹。应力水平一般由最高应力开始，逐级降低应力水平，记录在各级应力水平下的疲劳寿命，直到完成全部试验为止。越接近疲劳极限，应力间隔应越小。当应力水平为320 MPa时，有6件叶片通过了2×107循环次数的考核。根据各应力水平下测得的疲劳寿命N,以应力水平S为纵坐标，以lgN为横坐标，将各数据点画在坐标纸上，用曲线连接各点，即可得到S-N曲线，如图1所示。

4 结论

（1）由试验结果确定叶片疲劳极限值为320 MPa，而材料疲劳极限值为285 MPa，满足设计要求。（2）叶片裂纹没有出现在叶背的最大应力点位置，而是在进气边靠近外缘板的叶根处，表明该处应力集中系数较大，建议在叶片加工过程中应注意倒圆的圆弧大小和表面质量。（3）疲劳极限试验结果为该级静子叶片的结构改进和工艺优化提供重要参考数据。

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[2]钱军良，等．某机静叶振动疲劳试验研究[J]．测控技术，2008增刊（27）：62-64．

[3]万利，等．某型发动机压气机第1级整流叶片疲劳试验研究[J]．航空发动机，2009（35）：15-16．

TG14

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