航空发动机叶片振动特性试验研究

2018-03-07杨文鑫蔡增杰陆锦斌王彦芳

装备环境工程 2018年2期

杨文鑫，蔡增杰，陆锦斌，王彦芳

（青岛苏试海测检测技术有限公司，山东青岛 266109）

航空发动机叶片受力复杂，工作环境严酷，叶片振动疲劳损伤故障是整个发动机故障的主要故障模式[1-2]。因而叶片的振动特性决定着叶片工作的安全性、可靠性及使用寿命，通过叶片的振动疲劳试验可以得到叶片的疲劳寿命。从目前的研究可以看出，随着对研究精度的要求越来越高，对于叶片仅仅局限于用软件分析以及程序模拟，已不能满足精度要求[3-4]。文中在应用软件分析的基础上，通过在振动试验系统上对叶片进行高应力振动试验，对振动特性进行了研究，得到了应力与振幅、频率之间的关系，从而为进一步研究航空发动机叶片的疲劳寿命奠定基础[5-11]。

1 叶片模态分析

航空发动机涡轮叶片采用DD6单晶合金材料[5]，采用4节点四面体单元建立叶片有限元模型，有限元模型坐标系与原几何模型保持一致，整个模型共划分为103 866个节点、449 238个单元，如图1所示。

约束叶片榫头表面单元节点的3个自由度，进行模态分析。叶片模态分析结果表明，在0～8000 Hz范围内，叶片具有1个弯曲模态和1个扭转模态。其一阶弯曲频率计算结果为3584 Hz，弯曲振型如图2所示。一阶扭转频率计算结果为5576 Hz，扭转振型如图3所示。

通过模态分析得到叶片的固有频率，同时可得到一阶弯曲变形与一阶扭转变形，最大变形发生在叶片的顶端。

2 叶片振动试验研究

采用激光多普勒原理，通过单点激励，多点拾振（Simo）激光扫描测振系统测量叶片振动特性。采用共振的原理（如图4所示），在叶片一阶弯曲振型固有频率下完成振动试验，其中振动台外观如图 5所示，将装配体整体安装在振动台上如图6所示。

对安装在振动台上的叶片进行正弦扫频试验，通过扫频试验得到在3286 Hz附近时叶片发生共振，如图 7所示。与理论分析所得固有频率相比，误差为8.31%，满足工程误差小于10%的要求。

3 叶片应力与幅值、频率关系的标定

依据梁的振动理论可推导出叶片叶尖振幅a与叶片自振频率f的乘积af，可以用来表征叶片的应力σ，他们之间的关系可表达为σ=D·af，其中D为常数[1]。为了对叶片的应力与幅值、频率的关系进行标定，在得到共振频率3286 Hz的基础上，按10g，15g，20g，25g，30g，35g，40g扫频加速度下对三组叶片进行振动试验，对叶片的应力（由测量的应变计算）及振幅进行测量，得到的结果见表1。测得最大应力点位置（叶片叶盆靠近榫头处气孔旁）如图8所示，叶片应力振幅关系标定如图9所示。