航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力試驗(yàn)分析*

陶 冶， 田 琳， 張 帥

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

0 引 言

轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)應(yīng)力測量是航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)優(yōu)化和試驗(yàn)驗(yàn)證的重要技術(shù)手段[1]。對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)而言，由于風(fēng)扇葉片尺寸大，且處在發(fā)動(dòng)機(jī)最前沿，受發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境影響最敏感，損傷頻次、故障模式最繁多，一旦發(fā)生結(jié)構(gòu)強(qiáng)度故障所造成的后果也最為嚴(yán)重[2]。另外，為了減振，風(fēng)扇葉片普遍采用凸肩設(shè)計(jì)[3]。帶凸肩葉片的振動(dòng)應(yīng)力除了受到葉型、材料等常規(guī)因素影響外，凸肩之間的擠壓和摩擦也會(huì)影響到葉片的自振頻率和應(yīng)力分布，這種擠壓和摩擦很難預(yù)測和計(jì)算[4]。而且，發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際使用過程中，大氣環(huán)境溫度、安裝狀態(tài)等因素都會(huì)對(duì)轉(zhuǎn)子葉片的振動(dòng)特性產(chǎn)生較大影響，導(dǎo)致風(fēng)扇葉片振動(dòng)特性很難預(yù)測[5]。因此，有必要通過開展整機(jī)試驗(yàn)，測取航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片在實(shí)際工作條件下的振動(dòng)應(yīng)力。

國外在航空發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)件載荷測量領(lǐng)域起步較早，從20世紀(jì)50年代開始，美國、俄羅斯、法國和日本等國家都先后開展了大量的仿真分析、試驗(yàn)與分析研究。到80年代中期，國外轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)應(yīng)力測量技術(shù)已臻成熟，并已形成了各自的通用規(guī)范，對(duì)有關(guān)轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)應(yīng)力測量的試驗(yàn)方法、實(shí)施流程和分析評(píng)估都進(jìn)行了明確規(guī)定[6]。

國內(nèi)對(duì)轉(zhuǎn)子葉片的振動(dòng)應(yīng)力測量研究起步于20世紀(jì)60年代，主要集中在研發(fā)應(yīng)變計(jì)、粘貼技術(shù)和保護(hù)涂料上[7]。60年代中期，開始摸索研制滑環(huán)引電器，以解決轉(zhuǎn)靜子間信號(hào)傳輸問題，并開展了少量的部件試驗(yàn)和壓氣機(jī)試驗(yàn)[8]。

以某航空發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，設(shè)計(jì)風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力地面試驗(yàn)方案，開展臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)，測取風(fēng)扇葉片在實(shí)際工作條件下的振動(dòng)應(yīng)力數(shù)據(jù)，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)域和頻域分析，獲取風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力極值、應(yīng)力分布及振動(dòng)譜圖。通過對(duì)臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，研究發(fā)動(dòng)機(jī)安裝狀態(tài)對(duì)風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力的影響。

1 試驗(yàn)方案

基于風(fēng)扇葉片的靜強(qiáng)度、振動(dòng)模態(tài)仿真分析和疲勞試驗(yàn)結(jié)果，擬定某航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片表面10個(gè)位置(以A～H、J～K作為標(biāo)識(shí))作為振動(dòng)應(yīng)力測點(diǎn)，如圖1所示。采用應(yīng)變計(jì)對(duì)這10個(gè)測點(diǎn)位置的應(yīng)變信號(hào)進(jìn)行測量。

地面試驗(yàn)主要分為兩個(gè)階段，即臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)。地面試驗(yàn)主要分為穩(wěn)定狀態(tài)試驗(yàn)和過渡狀態(tài)試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)應(yīng)覆蓋最小狀態(tài)至最大狀態(tài)，包含典型的中間狀態(tài)，試驗(yàn)方案如下：

(1) 穩(wěn)定狀態(tài)地面試驗(yàn)：發(fā)動(dòng)機(jī)按照正常程序啟動(dòng)，在不同狀態(tài)下穩(wěn)定工作，發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定狀態(tài)應(yīng)覆蓋地面慢車、空中慢車、最大連續(xù)和最大狀態(tài)等典型工作狀態(tài)，油門桿往返各兩次，記錄風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力測量數(shù)據(jù)。

(2) 過渡狀態(tài)地面試驗(yàn)：發(fā)動(dòng)機(jī)在地面慢車狀態(tài)穩(wěn)定工作，后勻速緩慢推油門桿至最大狀態(tài)，在最大狀態(tài)穩(wěn)定工作，后勻速緩慢收油門桿至地面慢車狀態(tài)，油門桿往返各兩次，記錄風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力測量數(shù)據(jù)。

圖1 測點(diǎn)位置示意圖

地面試驗(yàn)試車曲線如圖2所示，圖2中，縱坐標(biāo)n1r代表發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子換算百分轉(zhuǎn)速，橫坐標(biāo)Time代表試驗(yàn)時(shí)間。

圖2 試車曲線示意圖

2 試驗(yàn)分析

按照制定的地面試驗(yàn)方案，先后開展發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)。試驗(yàn)過程中，對(duì)風(fēng)扇葉片表面10個(gè)應(yīng)變測點(diǎn)的信號(hào)進(jìn)行采集和記錄，試驗(yàn)后對(duì)各測點(diǎn)應(yīng)變信號(hào)進(jìn)行時(shí)域和頻域分析，提取各測點(diǎn)在發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作條件下的振動(dòng)應(yīng)力極值、應(yīng)力分布和振動(dòng)譜圖，通過對(duì)比分析，研究發(fā)動(dòng)機(jī)安裝狀態(tài)對(duì)風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力的影響。

通過對(duì)多次臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析和統(tǒng)計(jì)，得到風(fēng)扇葉片各測點(diǎn)在發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)中的振動(dòng)應(yīng)力極值及分布，如圖3和圖4所示。

圖3 臺(tái)架試驗(yàn)中風(fēng)扇葉片應(yīng)力結(jié)果

圖4 裝機(jī)地面試驗(yàn)中風(fēng)扇葉片應(yīng)力結(jié)果

圖3、4中縱坐標(biāo)Max Stress代表各測點(diǎn)的最大百分應(yīng)力，橫坐標(biāo)n1代表低壓轉(zhuǎn)子物理百分轉(zhuǎn)速。從圖3和圖4可看出，臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)中，風(fēng)扇葉片各測點(diǎn)應(yīng)力分布趨勢相同，振動(dòng)應(yīng)力最大值均出現(xiàn)在H測點(diǎn)；另外，當(dāng)n1約為32%、44%和73%時(shí)，風(fēng)扇葉片均存在較為明顯的振動(dòng)應(yīng)力峰值。

對(duì)臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)中的風(fēng)扇葉片表面測點(diǎn)振動(dòng)應(yīng)力進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，得到風(fēng)扇葉片最大應(yīng)力值在試驗(yàn)過程中的分布，如圖5所示。從圖中可以看出，裝機(jī)地面試驗(yàn)中，風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力較臺(tái)架試驗(yàn)顯著增長，且最大應(yīng)力值增長超過15%。

圖5 最大應(yīng)力分布

3 結(jié) 論

通過開展某航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，得出如下結(jié)論：

(1) 所設(shè)計(jì)地面試驗(yàn)方案合理可行，可有效獲取風(fēng)扇葉片在發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作過程中的應(yīng)力分布。

(2) 風(fēng)扇葉片在發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)和裝機(jī)地面試驗(yàn)中具有相同的應(yīng)力分布趨勢及峰值轉(zhuǎn)速。

(3) 裝機(jī)地面試驗(yàn)中，風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力較臺(tái)架試驗(yàn)顯著增長，說明發(fā)動(dòng)機(jī)安裝狀態(tài)的變化對(duì)風(fēng)扇葉片振動(dòng)應(yīng)力有較大影響。

[1] 吳大觀.不容忽視發(fā)動(dòng)機(jī)葉片動(dòng)應(yīng)力測量的作用[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，1996，9(1)：58-62.

[2] 吳岳庚，龔寅生，張松林.某壓氣機(jī)葉片動(dòng)頻測量的試驗(yàn)研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，1999，12(4)：58-62.

[3] 陳 光.航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2006.

[4] 董誰耀.航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片振動(dòng)譯文集[M].北京：第三機(jī)械工業(yè)部第六二八研究所，1974.

[5] 李仙麗，羅乘川，安奕忱.基于遙測技術(shù)的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子葉片動(dòng)應(yīng)力測量[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究,2014,27(6):53-56.

[6] Michael Zielinski etc. Non-contact Blade Vibra- tion Measurement System for Aero Engine Appli- cation [R]. ISABE 2005-1220.

[7] 吳大觀.發(fā)動(dòng)機(jī)葉片動(dòng)應(yīng)力測量[J].航空科學(xué)技術(shù)，1996， 9(3)： 3-5.

[8] 彭 建,劉 兵.壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片動(dòng)頻動(dòng)應(yīng)力測試技術(shù)和應(yīng)用研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究,2003,16(1):10-13.