某型發(fā)動機風扇葉片振動應力監(jiān)控方法

唐　鈴，尚柏林，高星偉，陳鵬飛，尹志朋

（空軍工程大學 航空航天工程學院，西安 710038）

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某型發(fā)動機風扇葉片振動應力監(jiān)控方法

唐鈴，尚柏林，高星偉，陳鵬飛，尹志朋

（空軍工程大學 航空航天工程學院，西安 710038）

在某型發(fā)動機風扇工作葉片高低周復合疲勞試驗中，為了對葉片考核部位的應力進行有效監(jiān)測和控制，對葉片夾具系統(tǒng)進行瞬態(tài)分析，并結合應力標定中的測試數(shù)據(jù)，得到考核部位振動應力與系統(tǒng)監(jiān)測點振幅的關系，將不可測量的應力轉化為可測量的振幅，從而可以通過對葉片振幅的調(diào)控實現(xiàn)對考核部位應力的有效監(jiān)測和控制。結果表明：系統(tǒng)監(jiān)測點的振動幅值與激振點實際加載的振動信號幅值滿足線性關系；當系統(tǒng)監(jiān)測點的振幅趨于穩(wěn)定后，葉片考核部位的應力也趨于穩(wěn)定，且兩者滿足線性關系。

振動與波；風扇葉片；復合疲勞；應力標定；振幅

為了開展某型發(fā)動機風扇工作葉片的定壽工作，需對該型葉片進行了高低周復合疲勞試驗，試驗系統(tǒng)如圖1所示。

系統(tǒng)由葉片夾持裝置、載荷施加裝置和測量裝置三部分組成。參照該型發(fā)動機葉片輪盤結構系統(tǒng)，采用承力銷及輪緣凸臺對葉片進行安裝固定。試驗時，由液壓加載系統(tǒng)提供低周拉力，其載荷傳遞的路線可簡化為：液壓作動筒——鋼索——外夾具——軸承——內(nèi)夾具——葉片。高周載荷的施加采用激振臺，激振頻率由計算機控制，當激振臺工作時，就會給葉身的相應位置施加振動位移，其傳遞的路線可簡化為：激振臺——激振棒——葉片。測量裝置采用激光測振儀監(jiān)控葉片的振幅。在本次高低周復合疲勞試驗中，高周振動應力幅值的大小是葉片壽命的決定性因素之一，如何有效地監(jiān)控應力是本次試驗的難點［1-2］。一般情況下，應力常通過應變片測量出的應變值進行換算。由于該型葉片危險考核部位為櫞板與接耳的轉接處，無法粘貼應變片，且在長時間的疲勞試驗中容易受干擾甚至損壞，因而此次試驗通過測量間接位置應變的方法來標定應力，并結合仿真計算的方法求解考核位置應力與葉片振幅的關系，從而實現(xiàn)對葉片考核位置應力的有效監(jiān)控。

圖1　葉片高低周復合周疲勞試驗系統(tǒng)原理圖

1　葉片夾具系統(tǒng)瞬態(tài)動力學分析

1.1確定監(jiān)測點與激振點的振幅關系

本次試驗需要測出不同高周應力水平下葉片的疲勞壽命。在試驗時，通過激振儀反饋的葉片監(jiān)測點振幅，調(diào)整激振臺輸出功率，使葉片監(jiān)測點的振幅分別保持在40 μm、50 μm、60 μm、70 μm、80 μm、90 μm、100 μm，即使高周應力保持在7個不同的恒定值。由于激光測振儀難以直接測量到激勵施加點處的振幅，因而選取內(nèi)夾具頂部作為振幅的監(jiān)測點，如圖2所示，并通過監(jiān)測到的振幅數(shù)據(jù)結合仿真分析計算來確定施加的激勵信號的幅值。

圖2　葉片高周疲勞載荷加載系統(tǒng)

根據(jù)該型葉片設計圖紙構建三維模型并進行網(wǎng)格劃分，與內(nèi)夾具有限元模型設置面面接觸，組合成葉片夾具系統(tǒng)。葉片采用TC6鈦合金材料，內(nèi)夾具采用45號鋼，設置材料參數(shù)如表1所示。

表1　葉片材料屬性

根據(jù)該型葉片的疲勞載荷譜［3-5］，對葉片施加45 kN的低周拉力，均勻地作用在內(nèi)夾具軸承孔內(nèi)環(huán)前側的3 853個節(jié)點上，并參照葉片夾持方式，對耳環(huán)內(nèi)圈后側施加完全約束，做靜態(tài)分析計算。將靜態(tài)分析計算結果作為瞬態(tài)分析的預應力，并在激勵施加點上施加全幅值為4×10-5的正弦位移載荷，加載頻率為葉片的1階固有頻率250 Hz，如圖3所示。

計算獲得監(jiān)測點的振幅瞬態(tài)響應，如圖4所示。

圖3　葉片載荷加載方式

圖4　振幅的瞬態(tài)響應

采用類似的加載方式，分別對激勵點處施加全幅值為5×10-5、6×10-5、7×10-5、8×10-5、9×10-5、10-4的正弦位移載荷，進行瞬態(tài)動力學分析，計算結果如表2所示。

表2　激振點與監(jiān)測點幅值對應關系

根據(jù)表2中結果擬合出關系式為A監(jiān)測=0.844 5× A激振-0.715，其相關度達99.98%，則當監(jiān)測點振幅分別控制在40 μm、50 μm、60 μm、70 μm、80 uμm、90 μm、100 μm時，實際的激勵信號振幅應分別為48.21 μm、60.05 uμm、71.89 μm、83.74 μm、95.58 μm、107.42 μm、119.26 μm。

1.2振幅與應變的關系計算

在葉身上選取六個易粘貼應變片的位置作為參考位置，對應的節(jié)點號分別為45 817、46 329、51 624、46 235、51 183、51 169，如圖5所示。

圖5　應力標定節(jié)點

參照之前的加載方式，對激振點分別施加振幅為48.21 μm、60.05 μm、71.89 μm、83.74 μm、95.58 μm、107.42 μm、119.26 μm的正弦位移載荷，進行瞬態(tài)動力學分析，查看其應變計算結果，如表3所示。

2　葉片應力標定測量

2.1標準梁標定應變儀

試驗采用如圖6所示應變儀測量應變，由于此應變儀只能測出電壓，無法直接顯示應變值，所以需對應變儀顯示的電壓值與試件實際應變值的關系進行標定［6］。標定時采用140 mm×20 mm×3 mm的標準梁，如圖7所示。

圖6　應變儀

試驗時在距梁根部56 mm處粘貼應變片，并對梁進行1階彎曲激振，測量不同振幅下應變儀顯示的電壓值。根據(jù)梁的振動理論，對于1階彎曲振動的標準梁，當振幅為A時，距根部x處的應變值為

計算結果與標定測量結果如表4所示。

圖7　標準梁

根據(jù)計算結果與標定測量結果，擬合出應變儀測量的電壓與實際應變的關系式為

2.2葉片參考位置的應變測量

參照仿真計算時選取的6個參照位置粘貼應變片，如圖8所示。

圖8　應變片位置

對系統(tǒng)進行激振，使監(jiān)測點的振幅分別控制在40 μm、50 μm、60 μm、70 μm、80 μm、90 μm、100 μm，測量各振幅下參照位置的電壓值，并經(jīng)過式（2）換算成應變值，結果如表5所示。

3　確定考核部位應力與振幅關系

分析對比表3中應變的仿真計算值與表5中應變的實際測量值，節(jié)點46 235處在振幅為90 μm及100 μm時誤差較大，達到了13.07%、15.83%，且測量值相對于計算值均較小，可能是由于系統(tǒng)振動引起的應變片松動或線路接觸不良造成的。其余節(jié)點處在各振幅下的誤差均不超過10%，且平均誤差為2.95%，可以認為此仿真計算方法準確有效。

表3　應變仿真計算結果

表4　標準梁標定結果

查看考核部位瞬態(tài)分析等效應力結果，從圖9中的響應曲線可以看到，在經(jīng)過初期的振蕩后，考核部位的等效應力趨于穩(wěn)定。

分析計算結果，可以得到試驗監(jiān)測點振幅與考核部位等效應力幅值的關系如圖10所示，二者為線性關系，從而可以確定任意振幅下考核部位的等效應力幅值。在后續(xù)的高低周復合疲勞試驗中便可以通過調(diào)整激振臺激發(fā)葉片的振幅而實現(xiàn)對考核部位應力的有效監(jiān)測和控制。

4　結語

針對某型發(fā)動機風扇工作葉片進行仿真計算分析及應力標定測試，得到考核部位振動應力與監(jiān)測點振幅之間的關系，實現(xiàn)了對考核部位振動應力的有效監(jiān)控，研究結論如下：

（1）系統(tǒng)監(jiān)測點的振動幅值與激振點實際加載的振動信號幅值滿足線性關系，即A監(jiān)測=0.8445× A激振-0.715。

圖9　考核部位等效應力變化

圖 10考核部位等效應力與監(jiān)測點振幅的關系

（2）當系統(tǒng)監(jiān)測點的振幅趨于穩(wěn)定后，葉片考核部位的應力也趨于穩(wěn)定，且兩者滿足線性關系，關系式為σ=1.087×A+67.66，將不可測量的應力轉化為可測量的振幅，從而可以通過對葉片振幅的調(diào)控而實現(xiàn)對考核部位應力的有效監(jiān)測和控制。

（3）參考位置的應變測量結果與仿真計算結果相吻合，說明此監(jiān)控方法準確可靠。

表5　應變測量結果

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［2］李世其，張針粒，朱文革，等.計算黏彈結構動力學參數(shù)的新模態(tài)應變能方法［J］.噪聲與振動控制，2011，31（6）：47-52.

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Method for Vibration Stress Monitoring of Engine Fan Blades

TANGLing，SHANG Bo-lin，GAO Xing-wei，CHENG Peng-fei，YIN Zhi-peng

（College ofAeronautics andAstronautics，Air force Engineering University，Xi’an 710038，China）

In order to effectively measure and control the stress in the critical location of an engine fan blade in the high frequency and low frequency mixed fatigue test，stress calibration testing and transient analysis of the clamping system of the blade is conducted.The relation between the vibration amplitude of the stress（immeasurable data）in the critical location and the vibration amplitude（measurable data）at the monitoring point of the blade is obtained by statistical analysis. Thus，the stress of the critical location can be monitored by supervising the amplitude of the blade vibration.The results show that the amplitude of the excitation point and the signal amplitude of the monitoring point are linearly related.The amplitude of the monitoring point and the amplitude of the stress vibration are linearly related and tend to stable at the same time.

vibration and wave；fan blade；combined fatigue；stress calibration；amplitude

V231.92；V232.4文獻標示碼：ADOI編碼：10.3969/j.issn.1006-1335.2016.04.044

1006-1355（2016）04-0206-04+216

2016-04-14

唐鈴（1992-），男，四川省廣安市人，碩士研究生，主要研究方向為航空發(fā)動機振動測試與故障診斷、航空發(fā)動機結構強度研究。E-mail:tal1120100593@qq.com