某發(fā)動機靜子葉片疲勞極限試驗研究

劉 濤 張秀梅 呂文菊

（沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責(zé)任公司，遼寧 沈陽 110043）

某發(fā)動機靜子葉片疲勞極限試驗研究

劉 濤 張秀梅 呂文菊

（沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責(zé)任公司，遼寧 沈陽 110043）

通過對某航空發(fā)動機壓氣機靜子葉片進行疲勞極限試驗，得出葉片一階固有頻率、應(yīng)力沿葉高分布最大點位置、計算出應(yīng)力與振幅的關(guān)系，并對其進行疲勞極限試驗。通過試驗，促進葉片結(jié)構(gòu)和工藝的優(yōu)化，為靜子葉片安全裝機提供重要試驗數(shù)據(jù)。

靜子葉片；固有頻率；應(yīng)力分布；疲勞極限

1 概述

航空發(fā)動機壓氣機葉片是發(fā)動機非常重要的零件之一，由于工作條件比較惡劣，在高速、高壓氣流條件下工作，所以葉片斷裂故障不可避免。振動疲勞斷裂在葉片故障中占有較大比例，是影響發(fā)動機工作可靠性的主要因素之一。因此，發(fā)動機葉片振動疲勞試驗研究工作在國內(nèi)外倍受關(guān)注。在葉片生產(chǎn)和研制的過程中，需對葉片進行疲勞極限試驗，以確定其加工質(zhì)量是否符合設(shè)計要求。靜子葉片的結(jié)構(gòu)不同于動葉，工作狀態(tài)比較復(fù)雜，對其進行疲勞試驗研究工作是必不可少的。

2 試驗方法

疲勞考核是對設(shè)計、材料、工藝必不可少的綜合性檢驗。疲勞試驗的目的是通過研究零部件的疲勞強度，確保試驗樣件能在最大負荷下達到發(fā)動機的運行壽命。以某型號發(fā)動機靜子葉片為研究對象，在電磁振動臺上對葉片施加載荷，模擬在發(fā)動機運轉(zhuǎn)時的工作狀態(tài)。

將葉片榫頭作為裝夾端，葉身處于懸臂狀態(tài)。由于圓柱形榫頭不利于裝夾，將圓柱榫頭兩端面進行銑平處理，上下端面分別用壓塊壓緊，固定在電磁振動臺上。葉片在周期性激振力作用下產(chǎn)生強迫振動，當激振力的頻率等于葉片的某階固有頻率時，懸空葉身的振幅就急劇增加，這時葉片受強迫振動進入共振狀態(tài)。在這種狀態(tài)下，葉片的振型節(jié)線附近能產(chǎn)生較大致命的交變應(yīng)力，通過控制應(yīng)力大小和循環(huán)周數(shù)可以對葉片的質(zhì)量進行比較全面的綜合性考核。

2.1 夾緊力矩的確定。在一階彎曲頻率下,逐步改變夾緊力矩,測定葉片頻率與夾緊力矩的關(guān)系, 規(guī)定夾緊力矩P=（1～1.2）×PMIN，PMIN為保證穩(wěn)定激振和共振條件下的最小夾緊力矩，通過試驗確定夾緊力矩為80N·m。每次裝夾葉片時，使用扭矩扳手來控制夾緊力矩的大小。

2.2 最大應(yīng)力點的確定。隨機抽取4件葉片，在同一激振水平下進行第一階固有振型下葉身的表面應(yīng)力試驗。應(yīng)變片的粘貼嚴格按工藝規(guī)程要求進行，應(yīng)變片引線采用三線制，以減少信號干擾。根據(jù)試驗數(shù)據(jù)繪制沿葉高方向的應(yīng)力分布曲線，確定最大應(yīng)力點位置在葉背內(nèi)緣板距葉根5mm處。

2.3 葉片應(yīng)力監(jiān)視。在葉片振動疲勞試驗中, 測量振動應(yīng)力的方法有2種：1種是利用應(yīng)變片監(jiān)測應(yīng)力；另1種是通過讀取葉尖振幅值來監(jiān)測應(yīng)力。由于應(yīng)變片在高應(yīng)力水平、長時間振動后易受焊點斷開、粘貼膠振動脫開等因素的影響，故采用振幅監(jiān)測法。葉片近似看成等截面懸臂梁，由理論力學(xué)相關(guān)知識可知振動應(yīng)力水平與梁端振幅和頻率之乘積成正比。

圖1 S-N曲線圖

2.4 應(yīng)力與振幅關(guān)系測試。隨機抽取3件葉片，在應(yīng)力最大點處，粘貼兩片測試應(yīng)變片，做應(yīng)力與振幅對應(yīng)關(guān)系試驗，試驗中調(diào)整振動臺激勵，讀取不同激勵下的應(yīng)力數(shù)據(jù)及對應(yīng)的振幅值并記錄。利用最小二乘法擬合，得出全幅值。

3 疲勞極限試驗。

整個試驗采用正弦激勵，以2×107循環(huán)為試驗基準，將26件葉片分成七個應(yīng)力水平完成?？刂普穹_到給定應(yīng)力水平的80%時開始記錄，然后再精調(diào)至給定的應(yīng)力水平。在整個疲勞試驗過程中，嚴格監(jiān)視葉片的振幅保持穩(wěn)定，發(fā)生瞬時過載要記錄，如果長時間過載試件將作廢。

在試驗過程中，將葉片一階彎曲振型下的振動頻率下降1%作為試件產(chǎn)生宏觀裂紋的標志，然后調(diào)整葉片的共振頻率，直至下降達到5%時，停止試驗，取下葉片檢查裂紋。應(yīng)力水平一般由最高應(yīng)力開始，逐級降低應(yīng)力水平，記錄在各級應(yīng)力水平下的疲勞壽命，直到完成全部試驗為止。越接近疲勞極限，應(yīng)力間隔應(yīng)越小。當應(yīng)力水平為320 MPa時，有6件葉片通過了2×107循環(huán)次數(shù)的考核。根據(jù)各應(yīng)力水平下測得的疲勞壽命N,以應(yīng)力水平S為縱坐標，以lgN為橫坐標，將各數(shù)據(jù)點畫在坐標紙上，用曲線連接各點，即可得到S-N曲線，如圖1所示。

4 結(jié)論

（1）由試驗結(jié)果確定葉片疲勞極限值為320 MPa，而材料疲勞極限值為285 MPa，滿足設(shè)計要求。（2）葉片裂紋沒有出現(xiàn)在葉背的最大應(yīng)力點位置，而是在進氣邊靠近外緣板的葉根處，表明該處應(yīng)力集中系數(shù)較大，建議在葉片加工過程中應(yīng)注意倒圓的圓弧大小和表面質(zhì)量。（3）疲勞極限試驗結(jié)果為該級靜子葉片的結(jié)構(gòu)改進和工藝優(yōu)化提供重要參考數(shù)據(jù)。

[1]佟玲，等．疲勞試驗研究進展[J]．實驗室科學(xué)，2006（02）：53-55．

[2]錢軍良，等．某機靜葉振動疲勞試驗研究[J]．測控技術(shù)，2008增刊（27）：62-64．

[3]萬利，等．某型發(fā)動機壓氣機第1級整流葉片疲勞試驗研究[J]．航空發(fā)動機，2009（35）：15-16．

TG14

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