一種新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)方法

萬(wàn)文顥

摘要：在航空發(fā)動(dòng)機(jī)正常進(jìn)行運(yùn)作的過(guò)程中，其中葉片結(jié)構(gòu)所起到的作用是非常重要的，而航空發(fā)動(dòng)機(jī)在長(zhǎng)時(shí)間的工作狀態(tài)之下，發(fā)動(dòng)機(jī)葉片會(huì)產(chǎn)生疲勞的現(xiàn)象，對(duì)于疲勞數(shù)值如果沒(méi)有足夠的了解的情況下，會(huì)使得航空發(fā)動(dòng)機(jī)的安全狀態(tài)工作產(chǎn)生不小的負(fù)面影響，在這種情況之下就需要重視航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)方法的應(yīng)用。本文試圖在葉片疲勞試驗(yàn)件不足的情況下提出一種新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)方法——逐級(jí)加載法，最后獲取到實(shí)驗(yàn)葉片的疲勞極限，這對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)和航空事業(yè)的發(fā)展都是具有重要的意義的，葉片結(jié)構(gòu)的運(yùn)行也會(huì)變得更加的可靠。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動(dòng)機(jī);葉片疲勞;試驗(yàn)方式;創(chuàng)新改革;有效方式

前言：隨著時(shí)間推移和時(shí)代的不斷改革創(chuàng)新，國(guó)內(nèi)的社會(huì)經(jīng)濟(jì)得到了快速的發(fā)展，而與此同時(shí)，時(shí)代發(fā)展也對(duì)各類社會(huì)事業(yè)的發(fā)展提出了嶄新且更高的要求，其中之一就是航空事業(yè)。航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片在不斷應(yīng)用過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生疲勞的現(xiàn)象，航空事業(yè)快速的發(fā)展使得發(fā)動(dòng)機(jī)的葉片工作環(huán)境變得更加嚴(yán)酷，如果不進(jìn)行航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)會(huì)影響到航空發(fā)動(dòng)機(jī)的安全運(yùn)行。所以，在接下來(lái)的文章中就將針對(duì)【一種新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)方法】進(jìn)行詳盡的闡述，除此之外，還會(huì)在文章中提出一定的具有建設(shè)性的意見(jiàn)或者對(duì)策。

一、新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片逐級(jí)加載法的工作原理

新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片逐級(jí)加載法的主要工作原理就是：采用基礎(chǔ)位移振動(dòng)激勵(lì)手段和共振原理，在技術(shù)手段和原理的幫助之下，相關(guān)的工作人員就能夠?qū)娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)的葉片結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件施加需要的交變載荷，當(dāng)獲取到振動(dòng)激勵(lì)水平之后，其實(shí)反映的也就是試驗(yàn)載荷的水平，也就是所謂的疲勞極限值[1]。

在實(shí)際的試驗(yàn)過(guò)程中，首先需要在一階彎曲模態(tài)頻率的情況之下對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片結(jié)構(gòu)進(jìn)行正弦振動(dòng)激勵(lì)，此階段的激勵(lì)水平適當(dāng)即可，這樣就能夠使得葉片結(jié)構(gòu)產(chǎn)生相應(yīng)水平的彎曲共振，此時(shí)葉身各處也會(huì)在這一激勵(lì)情況之下產(chǎn)生相應(yīng)的變化，其中包含相應(yīng)的模態(tài)位移、模態(tài)應(yīng)變等等。在這一過(guò)程中，試驗(yàn)件葉身的振動(dòng)應(yīng)變相應(yīng)特性應(yīng)該符合相關(guān)的計(jì)算結(jié)合，在理想情況之下，在應(yīng)變?nèi)~片中心位置和測(cè)試的方向都比較明確的情況之下，葉身表面任何一個(gè)位子的振動(dòng)應(yīng)變響應(yīng)都可以代表不同的葉身部位的應(yīng)變響應(yīng)實(shí)際數(shù)值，不同位置的應(yīng)變響應(yīng)也需要能夠?yàn)椴煌臏y(cè)試結(jié)果提供響應(yīng)的驗(yàn)證，這也是逐級(jí)加載法應(yīng)用效果比較優(yōu)秀的主要原因之一[2]。

在實(shí)際的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)過(guò)程中，試驗(yàn)載荷水平比較低的情況之下，航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件葉片中，其當(dāng)量模態(tài)應(yīng)力水平也應(yīng)該比較低，此時(shí)的最大交變應(yīng)力實(shí)際表現(xiàn)水平也應(yīng)該比較低，如果試驗(yàn)實(shí)際結(jié)果不符合這一特點(diǎn)，則說(shuō)明試驗(yàn)過(guò)程存在不合理現(xiàn)象。除此之外還需要知曉的是，當(dāng)最大交變應(yīng)力水平比航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件葉片的疲勞極限還要低的情況之下，試驗(yàn)件將會(huì)具有無(wú)限的壽命，此類的試驗(yàn)過(guò)程可以循環(huán)多次（1*107）。

逐級(jí)載荷試驗(yàn)法需要不斷的提升振動(dòng)激勵(lì)水平，當(dāng)這一水平達(dá)到一定程度時(shí)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件葉片中的當(dāng)量模態(tài)應(yīng)力水平應(yīng)該進(jìn)行一定的提升，此時(shí)的最大交變應(yīng)力水平也會(huì)隨之進(jìn)行提升，直至超出試驗(yàn)件的疲勞極限，此時(shí)試驗(yàn)件也會(huì)產(chǎn)生不同程度的疲勞裂紋，證明試驗(yàn)件的疲勞值已經(jīng)達(dá)到極限。在試驗(yàn)的過(guò)程中也需要使得試驗(yàn)件的最大應(yīng)力水平呈現(xiàn)出一種循序漸進(jìn)的狀態(tài)，試驗(yàn)件的疲勞極限值理應(yīng)處于最后兩級(jí)的振動(dòng)激勵(lì)水平之間，整體上來(lái)說(shuō)使得疲勞值的確定變得更加精確了。

在試驗(yàn)過(guò)程中，當(dāng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)件葉片結(jié)構(gòu)出現(xiàn)疲勞損傷的情況之下，試驗(yàn)件的振動(dòng)模態(tài)頻率會(huì)出現(xiàn)下降的現(xiàn)象，這與已經(jīng)存在的振動(dòng)激勵(lì)頻率將會(huì)產(chǎn)生偏離的現(xiàn)象，試驗(yàn)件的振動(dòng)響應(yīng)水平也會(huì)產(chǎn)生下降，這一特點(diǎn)能夠促進(jìn)試驗(yàn)件疲勞壽命的推算。

二、新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片逐級(jí)加載法的應(yīng)用

（一）試驗(yàn)載荷以及其初期數(shù)值的選擇

在新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片逐級(jí)加載法的應(yīng)用過(guò)程中，應(yīng)考慮到有限元的數(shù)值計(jì)算工作，因此可以對(duì)相關(guān)的有限元軟件進(jìn)行運(yùn)用，這一過(guò)程需要知道葉片一階彎曲模態(tài)應(yīng)力分布狀態(tài)數(shù)據(jù)、信息[3]。

應(yīng)力區(qū)的應(yīng)變值從小到大按照字母的順序進(jìn)行排列，從A到P，其中A部分應(yīng)力區(qū)的應(yīng)力值是最小的，具體數(shù)值為8.29Mpa，P部分應(yīng)力區(qū)的應(yīng)力值是最大的，具體數(shù)值為350Mpa。在初期數(shù)值的選擇上需要采用疲勞極限的百分之八十，后續(xù)逐漸增大試驗(yàn)載荷，實(shí)現(xiàn)逐級(jí)加載。

（二）試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理和試驗(yàn)結(jié)果的判定

在實(shí)際測(cè)試試驗(yàn)過(guò)程中也曾運(yùn)用過(guò)逐級(jí)加載法，例如某種壓氣機(jī)葉片曾遇到過(guò)試驗(yàn)件數(shù)量不足，“升降法”試驗(yàn)考核初始應(yīng)力偏低的情況。為了獲得葉片要求壽命下的疲勞極限，采用了逐級(jí)加載法進(jìn)行試驗(yàn)，選擇初始應(yīng)力為560Mpa，應(yīng)力增量為20Mpa試驗(yàn)數(shù)據(jù)如下：

按下式計(jì)算：

其中：： =640MPa， =620MPa， =2.14×106

計(jì)算得到： =620Mpa。

可以得到的該級(jí)葉片疲勞極限值為620MPa。

結(jié)論：綜上所述，就是目前為止針對(duì)【新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片逐級(jí)加載法】的相關(guān)研究和分析內(nèi)容了，從文中敘述的內(nèi)容中不難看出，目前航空事業(yè)或者是航空發(fā)動(dòng)機(jī)自身對(duì)于葉片結(jié)構(gòu)的要求正在提升的過(guò)程當(dāng)中，而且葉片的實(shí)際工作環(huán)境也變得越來(lái)越惡劣，此時(shí)就需要對(duì)逐級(jí)加載法進(jìn)行運(yùn)用，并且分階段進(jìn)行運(yùn)用，當(dāng)然這一試驗(yàn)法后期也需要不斷的優(yōu)化、完善，才能變得比較全面。

參考文獻(xiàn)：

[1]王小蒙，王洪斌，盧玉章， 等.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)單晶渦輪葉片熱沖擊疲勞行為研究[J].鑄造，2018，67（4）：308-311

[2]楊偉新，李彥，王平.一種新的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)方法[J].噪聲與振動(dòng)控制，2017，37（5）

[3]王琰，郭定文.航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子葉片的聲振疲勞特性試驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2016，31（11）