航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器振動試驗載荷確定及應用

王志會，劉海年，翟　月，張　生（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015）

?

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器振動試驗載荷確定及應用

王志會，劉海年，翟月，張生
（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015）

摘要：航空發(fā)動機成品振動試驗多數(shù)參考振動環(huán)境試驗相關(guān)標準執(zhí)行，沒有真正意義上結(jié)合成品的振動特性與發(fā)動機實測振動環(huán)境確定振動試驗載荷，導致成品內(nèi)場試驗潛在問題沒有暴露出來，外場交付使用問題頻發(fā)，嚴重影響發(fā)動機可靠性水平。以某型發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器為研究對象，詳細地闡述了轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境載荷確定的工作流程和方法，提出了基于疲勞次數(shù)的正弦振動試驗方法并完成了產(chǎn)品的試驗驗證，發(fā)現(xiàn)了殼體裂紋、輸出斷路等故障，將改進后的產(chǎn)品進行回歸驗證，故障未再發(fā)生。基于實測數(shù)據(jù)制定的正弦振動試驗方法，對轉(zhuǎn)速傳感器的結(jié)構(gòu)完整性進行了驗證，可為確定傳感器類成品試驗載荷和驗證產(chǎn)品的可靠性水平提供新的方法。

關(guān)鍵詞：轉(zhuǎn)速傳感器；正弦振動；試驗載荷；可靠性；航空發(fā)動機

引用格式：王志會，劉海年，翟月，等.航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器振動試驗載荷確定及應用[J].航空發(fā)動機，2016,42（3）：82-87.WANG Zhihui,LIU Hainian, ZHAI Yue,et al.Formulation and application for vibration test loading spectrum of an aeroengine revolution transmitter[J].Aeroengine,2016,42(3):82-87.

0　引言

振動環(huán)境是航空發(fā)動機在壽命周期內(nèi)必須承受的工作環(huán)境之一，其振動激振力復雜、成品特性難以掌握[1-2]。在國內(nèi)發(fā)動機傳感器產(chǎn)品的研制過程中，成品振動試驗多數(shù)參考GJB150.16A-2009[3]或HB5830.5-84[4]的相關(guān)標準執(zhí)行。GJB150.16A振動譜的主要能量集中在高壓轉(zhuǎn)子基頻和倍頻成分上，當成品存在與高壓轉(zhuǎn)速相耦合的固有頻率時，才會從振動臺吸入較大能量，造成損傷。HB5830.5寬帶隨機振動譜的主要能量集中在中高頻段區(qū)域，在230～1500 Hz頻段的能量較大，對固有頻率較高的成品造成損傷較大。振動標準中試驗載荷具有一定的使用范圍和傾向性，不能充分模擬成品實際工作環(huán)境，導致成品內(nèi)場試驗潛在問題無法暴露，外場交付使用問題頻發(fā)，嚴重影響發(fā)動機可靠性水平。

國外發(fā)動機在研制過程中，確定振動試驗載荷和方法需要考慮發(fā)動機的工作環(huán)境和產(chǎn)品的固有特性，進而考核驗證產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)完整性[5]。因此在型號研制中，開展發(fā)動機成品的振動環(huán)境載荷和試驗方法研究工作，對掌握發(fā)動機振動環(huán)境特征，確定振動試驗載荷，開展產(chǎn)品振動試驗，具有重要的工程意義[6-7]。

本文以某型發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器為研究對象，詳細闡述了轉(zhuǎn)速傳感器振動載荷數(shù)據(jù)的獲取技術(shù)，并建立基于實測數(shù)據(jù)振動載荷的編制流程，提出基于疲勞次數(shù)的振動試驗考核方法，并完成產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)完整性驗證，對試驗過程及結(jié)果進行分析說明，論述試驗方法的科學性與有效性，為科學確定傳感器試驗載荷和驗證產(chǎn)品的可靠性水平提供了新方法。

1　轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境載荷確定的工作流程

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器為變磁通式轉(zhuǎn)速傳感器，工作原理為：線圈感受磁通變化產(chǎn)生電信號用于測量發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，傳感器安裝在發(fā)動機風扇機匣上，輸出頻率信號發(fā)送至電子控制器和飛機健康管理系統(tǒng)，用于監(jiān)控發(fā)動機工作狀態(tài)。

航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境載荷確定的工作流程主要包括：振動載荷數(shù)據(jù)的獲取、試驗載荷的分析和統(tǒng)計處理、試驗剖面的合成與制定、試驗載荷修正4個步驟。在轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境測量和載荷確定的過程中，試驗數(shù)據(jù)主要利用發(fā)動機整機振動的測試系統(tǒng)進行記錄；載荷分析和統(tǒng)計處理參考GJB/Z 126-99[8]的統(tǒng)計方法，在給定置信度和可靠度條件下的統(tǒng)計上限值；試驗載荷按照GJB899A[9]和GJB150.16A的要求確定；載荷修正主要是分析內(nèi)外場試驗和試飛中振動量值差異性。轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境測量及載荷編制的工作流程如圖1所示。

圖1 轉(zhuǎn)速傳感器振動載荷譜編制流程

1.1振動載荷數(shù)據(jù)獲取技術(shù)

開展轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境測量試驗，獲取試驗數(shù)據(jù)，應掌握產(chǎn)品外表面工作環(huán)境溫度，明確傳感器類型的選擇，安裝位置的選定，試車程序的制定，測量系統(tǒng)的采集和記錄等。

1.1.1轉(zhuǎn)速傳感器外表面溫度測量

為確定具有耐溫能力的傳感器和安裝方式，需通過粘貼示溫片的方式進行轉(zhuǎn)速傳感器安裝位置的環(huán)境溫度測量，測量溫度為100℃。

1.1.2振動傳感器的選用與安裝

考慮到安裝位置的環(huán)境溫度和可能存在的振動激勵，選用耐溫能力和頻帶范圍滿足實際工作環(huán)境的振動傳感器。

振動傳感器安裝位置能反映出產(chǎn)品的最大振動激勵，考慮發(fā)動機外部結(jié)構(gòu)和成品的復雜性，一般優(yōu)先選擇產(chǎn)品安裝座[10]，為了進一步了解產(chǎn)品的振動響應也可以安裝在產(chǎn)品外表面振動最大響應平面處。

由于發(fā)動機個體振動存在差異性，應進行多臺份測量；考慮到同一臺發(fā)動機不同截面位置的差異性，同一產(chǎn)品不同位置應至少安裝2個振動傳感器進行3個軸向測量[11]；進行振動環(huán)境測量時，用螺栓將轉(zhuǎn)速傳感器固定于底座位置。

圖2 發(fā)動機成附件振動環(huán)境測量試車程序

圖3 發(fā)動機成附件振動環(huán)境測量系統(tǒng)

1.1.3試車程序確定

轉(zhuǎn)速傳感器的振動環(huán)境測量包括發(fā)動機全工作轉(zhuǎn)速、典型工作狀態(tài)及全頻域測量；其試車程序一般是從低狀態(tài)到高狀態(tài)再到低狀態(tài)，同時記錄振動測試數(shù)據(jù)，發(fā)動機試車程序如圖2所示。

1.1.4轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境測量系統(tǒng)發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器振動環(huán)境測量采用發(fā)動機整機振動測試系統(tǒng)[12]，在原有測量系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加6個通道2個加速度傳感器（圖3中的1、2傳感器），利用加速度傳感器對產(chǎn)品振動信號進行測試，通過前端放大器將電信號放大，由數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對電信號進行采集和截取。采用FFT變換和功率譜密度等分析手段，獲得時域信號的頻率特性，從而確定產(chǎn)品的振動響應特征[13-14]。測試系統(tǒng)連接如圖3所示。

1.2試驗載荷分析與統(tǒng)計處理

1.2.1產(chǎn)品振動環(huán)境特性分析

根據(jù)1.1節(jié)建立的數(shù)據(jù)測量方法，完成了3臺整機發(fā)動機在地面慢車、空中慢車、巡航、爬升、起飛狀態(tài)等5個典型工況下的35次振動環(huán)境測量，地面慢車與爬升狀態(tài)測量結(jié)果如圖4、5所示。選擇其中的30組測試數(shù)據(jù)作為載荷分析的有效數(shù)據(jù)。

圖4 發(fā)動機地面慢車振動測量結(jié)果

圖5 發(fā)動機爬升狀態(tài)的振動測量結(jié)果

通過對不同臺份發(fā)動機試車過程中振動特性的分析，表明不同臺份發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器的振動環(huán)境和激勵基本類似：均表現(xiàn)為低壓轉(zhuǎn)子不平衡及其諧波成分為1XL、2XL、30XL；高壓轉(zhuǎn)子不平衡及其諧波成分為1XH、2XH和4XH，且能量較大。

1.2.2典型工況環(huán)境剖面的確定——頻段劃分

頻段劃分主要依據(jù)產(chǎn)品振動環(huán)境的頻域特性，頻率特性分析的結(jié)果表明：在14～90 Hz，主要體現(xiàn)發(fā)動機從地面慢車到起飛狀態(tài)低壓轉(zhuǎn)子1倍頻激勵成分；在126～276 Hz，主要體現(xiàn)發(fā)動機從地面慢車到起飛狀態(tài)高壓轉(zhuǎn)子1倍頻和低壓2倍頻的激勵成分；在1680～2000 Hz，體現(xiàn)巡航以上狀態(tài)風扇葉片氣動激勵的影響。

1.2.3試驗樣本確定

根據(jù)文獻[15]的要求，樣本量需滿足

式中：α為顯著性水平；p為失效概率。

為了保證計算結(jié)果滿足統(tǒng)計要求，本文選取置信度為0.95，可靠度為0.9，需要的樣本量最少為28組，以確定產(chǎn)品不同頻段的振動量值。

1.2.4載荷統(tǒng)計及振動量值計算

按GJB/Z 126-99提供的正弦振動環(huán)境測量數(shù)據(jù)歸納方法，根據(jù)頻段劃分對分段后的振動加速度特征樣本進行參數(shù)假設(shè)檢驗，通過式（2）、（3）對檢驗的樣本計算均值、標準差和容差上限系數(shù)，獲得統(tǒng)計數(shù)據(jù)特征，由此獲得傳感器的環(huán)境載荷，如圖6、7所示。

式中：A為容差上限；QP為樣本量；K為容差系數(shù)。

圖6 發(fā)動機地面慢車狀態(tài)的環(huán)境載荷譜

圖7 發(fā)動機爬升狀態(tài)的環(huán)境載荷譜

1.3試驗載荷的合成

按照文獻[1]中第3章提供的可靠性試驗載荷的確定方法，對產(chǎn)品在不同工況條件下的振動載荷進行加權(quán)處理，能夠獲得反映產(chǎn)品安裝環(huán)境的振動載荷。

1.3.1加權(quán)系數(shù)計算

依據(jù)GJB899A中給出加權(quán)系數(shù)的確定方法，對各工況進行加權(quán)計算。

根據(jù)各任務(wù)剖面和壽命剖面的特征參數(shù)，獲得在發(fā)動機全壽命周期內(nèi)各工況的停留時間所占百分比，見表1。其中，地慢占比表示地面慢車在每一任務(wù)剖面中所占百分比；任務(wù)百分比為該任務(wù)剖面在壽命剖面內(nèi)所占時間的百分比。

表1 任務(wù)剖面及各工況比例

表中各任務(wù)剖面為：標準運輸、最大運輸組合；輕載遠航程；空載轉(zhuǎn)場；高原運輸。

由表1可得到各工況在整個壽命周期內(nèi)的工作時間比例系數(shù)即加權(quán)系數(shù)。以地面慢車為例，加權(quán)系數(shù)的確定方法為：11.7%×70% +14.3%×15% +23.15% ×5% +13.6%×10% =0.1264。以此法對各工況進行加權(quán)系數(shù)求取，處理結(jié)果見表2。

表2 發(fā)動機不同工況的加權(quán)系數(shù)

1.3.2載荷譜合成

在已獲得的各工況環(huán)境譜（置信度為0.95，可靠度為0.9）的基礎(chǔ)上，根據(jù)各工況在全壽命周期內(nèi)所占停留時間比例，采用加權(quán)疊加方法合成，獲得轉(zhuǎn)速傳感器振動載荷譜，如圖8所示。

圖8 轉(zhuǎn)速傳感器振動載荷譜

1.4試驗載荷的修正

現(xiàn)有的測試數(shù)據(jù)是在發(fā)動機臺架試車過程中測得的，考慮到發(fā)動機在外場使用過程中由使用條件差異導致的振動環(huán)境惡化，對測試載荷進行修正。發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器振動限制值主要結(jié)合發(fā)動機內(nèi)外場的振動測試數(shù)據(jù)獲得統(tǒng)計極限值來確定。

1.4.1發(fā)動機整機試車統(tǒng)計極限值

取置信度為0.95，可靠度為0.9，根據(jù)式（3）確定容差上限系數(shù)，根據(jù)不同臺份發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器的最大量值進行統(tǒng)計處理，確定整機試車的振動統(tǒng)計極限值為35g（容差上限系數(shù)為1.97）。

1.4.2發(fā)動機外場試飛統(tǒng)計極限值

在獲得發(fā)動機試飛數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，對外場試飛數(shù)據(jù)進行振動量值統(tǒng)計，確定轉(zhuǎn)速傳感器外場試飛的振動極限值為42g（容差上限系數(shù)為2.69）。

1.4.3發(fā)動機振動載荷修正系數(shù)的確定

通過對比發(fā)動機內(nèi)外場統(tǒng)計極限值，確定載荷修正系數(shù)為1.2，按照該倍數(shù)對內(nèi)場振動載荷進行放大。

1.4.4修正后的試驗載荷修正后的振動試驗載荷如圖9所示。

圖9 轉(zhuǎn)速傳感器振動試驗載荷譜（修正后）

2　轉(zhuǎn)速傳感器振動試驗要求及驗證

2.1試驗要求

根據(jù)發(fā)動機總師單位提出的基于振動疲勞次數(shù)的試驗要求，轉(zhuǎn)速傳感器需要按照發(fā)動機裝機實際工作載荷進行研制，并在不同軸向累計完成振動疲勞4×107次，驗證其結(jié)構(gòu)完整性，振動試驗要求如下。

2.1.1共振檢查

在5～2000 Hz范圍內(nèi)，以振幅為0.3 mm（5～40 Hz）、加速度為2g（40 Hz以上）、掃描速率不超過1.0倍頻程/min的正弦掃描振動進行3軸向的共振檢查，確定成品共振頻率。共振頻率定義為用于任何方向上放大因數(shù)（最大輸出振幅與輸入振幅之比）超過2倍的任一頻率。

2.1.2固定頻率試驗

對于已找到的共振頻率，進行高周疲勞共振試驗。固定頻率駐留次數(shù)要求如下：

（1）5～90 Hz：反映低壓轉(zhuǎn)子基頻振動特性，該頻段內(nèi)的共振頻率需進行至少1×106次的振動試驗；

（2）90～276 Hz：反映高壓轉(zhuǎn)子基頻振動特性，該頻段內(nèi)的共振頻率進行至少3×106次振動試驗；

（3）276～2000 Hz：反映高壓轉(zhuǎn)子倍頻及風扇轉(zhuǎn)子葉片氣動激勵，該頻段內(nèi)的共振頻率需進行至少1×107次的振動試驗。

產(chǎn)品如無共振頻率，需要補充進行非共振點固定頻率試驗。如果在5～276 Hz內(nèi)沒有共振頻率，需要以頻率為276 Hz進行3×106次的振動試驗；如果在276～2000 Hz內(nèi)沒有共振頻率，需要以頻率為2000 Hz進行1×107次循環(huán)的振動試驗。

3.1.3正弦掃描循環(huán)試驗

產(chǎn)品在完成固定頻率試驗的基礎(chǔ)上，需要進行5 Hz到2000 Hz再到5 Hz的正弦掃描循環(huán)試驗，每個掃描循環(huán)為2 h，等效振動次數(shù)為2.4×106次。振動掃描循環(huán)數(shù)為

N=[40-（1×A）-（3×B）-（10×C）]/2.4（4）

式中：N為掃描循環(huán)數(shù)；A為5～90 Hz范圍內(nèi)，進行固定頻率試驗的頻率點數(shù)量；B為90～276 Hz范圍內(nèi)，進行固定頻率試驗的頻率點數(shù)量，如果沒有共振頻率，需要以頻率為276 Hz進行振動試驗，此時B=1；C為276～2000 Hz范圍內(nèi)，進行固定頻率試驗的頻率點數(shù)量，如果沒有共振頻率，需要以頻率為2000 Hz進行振動試驗，此時C=1。

2.2試驗過程

2.2.1共振檢查

共振頻率的確定見表3。

表3 傳感器共振頻率

2.2.2固定頻率試驗及載荷

由于產(chǎn)品的共振頻率分布均在1000 Hz以上，按2.1.2節(jié)要求需要補充進行276 Hz下非共振點的固定頻率試驗；根據(jù)傳感器安裝位置的實測正弦振動載荷譜，確定傳感器固定頻率試驗的振動次數(shù)及載荷，見表4。

表4 傳感器固定頻率試驗的振動次數(shù)及載荷

2.2.3正弦掃描循環(huán)試驗

正弦掃描循環(huán)試驗需要在固定頻率試驗累計循環(huán)數(shù)的基礎(chǔ)上，根據(jù)剩余疲勞次數(shù)確定掃描循環(huán)數(shù)N=[40-（1×0）-（3×1）-（10×3）]/（2.4）=2.92。對掃描循環(huán)數(shù)的計算結(jié)果N取整，確定每個軸向的掃描循環(huán)數(shù)為3，則產(chǎn)品每個軸向累計的振動疲勞次數(shù)為4.02×107，滿足試驗要求。

2.3試驗結(jié)果

在振動耐久試驗過程中，產(chǎn)品完成了共振檢查和定頻試驗。而在進行X軸向正弦掃描試驗時，產(chǎn)品出現(xiàn)殼體裂紋、輸出斷路等故障現(xiàn)象，如圖10所示。產(chǎn)品承制單位確認是由于焊縫結(jié)構(gòu)強度不足導致殼體疲勞失效，線圈引線焊點在外殼裂紋處被拉斷導致斷路。承研單位針對暴露的故障和問題，采取改進焊接工藝、完善線圈繞制工藝等措施，改進產(chǎn)品制造工藝。

圖10 轉(zhuǎn)速傳感器殼體裂紋

對改進后的產(chǎn)品再次進行試驗驗證，上述問題沒再發(fā)生。交付后隨發(fā)動機整機試車和外場試飛，功能性能完好，在使用過程中尚未發(fā)生故障，試驗結(jié)果表明：產(chǎn)品不會因為振動導致疲勞破壞。

3　結(jié)論

本文結(jié)合航空發(fā)動機成品振動試驗的現(xiàn)狀，以轉(zhuǎn)速傳感器為研究對象，建立了轉(zhuǎn)速傳感器振動試驗載荷確定的工作流程和計算方法，確定了基于發(fā)動機實測數(shù)據(jù)的正弦振動載荷譜，提出了基于疲勞次數(shù)的振動試驗方法并完成了產(chǎn)品的試驗驗證。試驗結(jié)果表明：該方法科學合理，考核有效，有利于提高成品的可靠性水平，對其他類型成品的振動試驗載荷確定也具有一定的指導意義。

參考文獻：

[1]王桂華，劉海年，張大義，等.航空發(fā)動機成附件振動環(huán)境試驗剖面確定方法研究[J].推進技術(shù)，2013，34（8）：1101-1107. W ANG Guihua，LIU Hainian，ZHANG Dayi，et al.Study on formulating method for vibration environment test profiles of aero-engine accessories[J].Journal of Propulsion Technology，2013，34（8）：1101-1107. （in Chinese）

[2]趙帥帥，陳立偉，彭康，等.某型航空發(fā)動機振動環(huán)境統(tǒng)計[J].裝備環(huán)境工程，2015，12（1）：20-24. ZHAO Shuaishuai，CHEN Liwei，PENG Kang，et al.Statistical estima-tion of vibration environment for a certain aero-engine [J].Equipment Environmental Engineering，2015，12（1）：20-24（.in Chinese）

[3]中國人民解放軍總裝備部.GJB150.16A-2009軍用裝備實驗室環(huán)境試驗方法：第16部分振動試驗[S].北京：中國標準出版社，2009：20-74. The General Armament Department of the People’sLiberation Army of china.GJB150.16A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel-part16：vibration test[S].Beijing：Standards Press of China，2009：20-74（.in Chinese）

[4]中航工業(yè)綜合技術(shù)研究所.HB5830.5-1984機載設(shè)備環(huán)境條件及試驗方法[S].北京：中華人民共和國航空工業(yè)部，1985：13-17. Chinese Aviation Composite Technology Research Institute.HB5830. 5-1984 Environmental conditions and test methods for airborne equip-ment[S].Beijing：Ministry of Aviation Industry of the People’sRepub-lic of China，1985：13-17（.in Chinese）

[5]The United States Naval Air Command.MIL-E-5007D：engines，air-craft，turbojet and turbofan，general specification for military specification[S].USA：Department of Defense，1973：20-25.

[6]劉海年，劉志強，張大義，等.航空發(fā)動機成品振動環(huán)境分析與試驗載荷譜確定[J].航空維修與工程，2013（4）：63-65. LIU Hainian，LIU Zhiqiang，ZHANG Dayi，et al.Study on the vibration environment characteristics and test spectrum of aero-engine acces-sories [J].Aviation Maintenance & Engineering，2013（4）：63-65.（in Chinese）

[7]何峻，蘇中高，劉芳.航空發(fā)動機附件試驗要求研究[J].航空工程進展，2012（4）：468-475. HE Jun，SU Zhonggao，LIU Fang. Research on the requirements of aero-engine accessories’tests [J].Advances in Aeronautical Science and Engineering，2012（4）：468-475.（in Chinese）

[8]中國人民解放軍總裝備部.GJB/Z 126-99振動、沖擊環(huán)境測量數(shù)據(jù)歸納方法[S].北京：中國標準出版社，1999：2-11. The General Armament Department of the People’s Liberation Army China.GJB/Z 126-99 The inductive methods for environmental mea-sured data of vibration and shock [S].Beijing：StandardsPressofChina，1999：2-11.（in Chinese）

[9]中國人民解放軍總裝備部.GJB899A-2009可靠性鑒定和驗收試驗[S].北京：中國標準出版社，2009：118-143. The General Armament Department of the People’sLiberation Army of China.GJB899A-2009 Reliability testing for qualification and produc-tion acceptance [S].Beijing：China Standard Press，2009：118-143.（in Chinese）

[10]吳長波，敬發(fā)憲，崔海濤.航空發(fā)動機振動傳感器安裝座振動特性數(shù)值分析方法[J].燃氣渦輪試驗與研究，2013（3）：25-30. W U Changbo，JING Faxian，CUI Haitao.Numerical analysis method for vibration sensor mounting housing of an aero-engine [J].Gas Tur-bine Experiment and Research，2013（3）：25-30.（in Chinese）

[11]強寧.基于TMS320F2812的航空發(fā)動機轉(zhuǎn)速信號采集研究[J].電子測量技術(shù)，2008（11）：76-79. QIANG Ning. Research of rotating speed detection of aero-engine based on TMS320F2812[J].Electronic Measurement Technology，2008 （11）：76-79.（in Chinese）

[12]王儼剴，王理，廖明夫.航空發(fā)動機整機測振中的基本問題分析[J].航空發(fā)動機，2012，38（3）：49-53. W ANG Yankai，W ANG Li，LIAO Mingfu.Basic problem of aero en-gine vibration measurement[J].Aeroengine，2012，38（3）：49-53.（in Chinese）

[13]蘇尚美，馮國全，胡春艷，等.某型航空燃氣輪機整機振動分析[J].燃氣輪機技術(shù)，2014（2）：29-33. SU Shangmei，F(xiàn)ENG Guoquan，HU Chunyan，et al.Vibration analysis of an aviation gas turbine [J].Gas Turbine Technology，2014（2）：29-33.（in Chinese）

[14]楊玲，王克明，張瓊.某型航空發(fā)動機整機振動分析[J].沈陽航空工業(yè)學院學報，2008（5）：9-15. YANG Ling，W ANG Keming，ZHANG Qiong.Vibration analysis of a turbofan aero-engine[J].Journal of Shenyang Institute of Aeronautical Engineering，2008（5）：9-15.（in Chinese）

[15]ISE/NFE/4/6.BS ISO12107 Metallic materials fatigue testing statisti-cal planning and analysis of data [S].Britain：Authority of the Stan-dards Policy and Strategy Committee，2003：4-7.

（編輯：栗樞）

Formulation and Application for Vibration Test Loading Spectrum of an Aeroengine Revolution Transmitter

WANG Zhi-hui，LIU Hai-nian，ZHAI Yue，ZHANG Sheng
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

Abstract:Aeroengine accessory vibration was tested mostly according to correlative standards,in which the vibration test loads were not connected with vibration performance and vibration data of aeroengine,covering the potential problems in the test and frequently exposingi n the external field that seriously influenced the level of aeroengine reliability.Take an aeroengine revolution transmitter as the object of the research,the process and method of confirming a revolution transmitter vibration environment loading was reported in detail. The sinusoidal vibration test method based on fatigue time was proposed and the product validation was demonstrated,finding out the faults including shell crack,wire turnoff.It worked well after regression testing.The structural integrity of the revolution transmitter was validated by the sinusoidal vibration test method based on measured data,in which a new method for confirming the testloading and validating reliability level of transmitter can be proposed.

Key words:revolution transmitter；sinusoidal vibration；test loading；reliability；aeroengine

中圖分類號：V216.3

文獻標識碼：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.03.016

收稿日期：2015-12-19

作者簡介：王志會（1981），男，工程師，主要從事發(fā)動機可靠性設(shè)計、分析和試驗工作；E-mail：lianyi_1212@126.com。