[发明专利]整体叶轮叶片振动疲劳试验装置及试验方法

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机试验领域，特别地，涉及一种航空发动机叶轮叶片振动疲劳试验装置及试验方法。

背景技术

航空发动机叶片是航空发动机中最关键的零件之一。由于叶片的振动疲劳失效可能会造成发动机空中停车故障，有时甚至可能造成严重等级事故。因此，在航空发动机研制阶段，进行叶片振动疲劳试验，查找出叶片设计和制造中的各种缺陷，是十分必要的，而且意义重大。

多数航空发动机的转子叶片与轮盘是分开式设计的，转子叶片的榫头必须安装在轮盘的榫槽中才能使叶片与轮盘连接在一起。这种不与轮盘制造成一体的单个转子叶片，其振动疲劳试验方法是：设计一种可模拟转子叶片与轮盘安装连接方式的专用夹具(或称转接段)，通过这种专用夹具将单个转子叶片悬臂安装固定在振动试验台上，振动试验台以一定的激振频率和激振力对单个转子叶片激振，使叶片在其某阶固有频率下以规定的振幅(或应力水平)进行振动，直到叶片固有频率下降1％(产生疲劳裂纹)。

整体叶轮(也称整体叶片盘)是现代航空发动机中广泛使用的一种先进结构，这种结构将叶片与轮盘经铸造或者锻造等机械加工方式做成一体，或将做好的单个叶片用电子束焊焊接到轮盘外缘而形成一体。对于整体叶轮叶片的振动疲劳试验方法，直至目前在国内外还未见有相关的文献资料进行过报道。为了对整体叶轮进行叶片的振动疲劳试验，可以将整体叶轮等分切割成单个叶片，然后按照如上所述的单个转子叶片的振动疲劳试验方法进行试验。

现有的整体叶轮叶片的振动疲劳试验方法，需要将整体叶轮等分切割成单个叶片，然后按照单个转子叶片的振动疲劳试验方法进行试验，但叶片沿叶高方向呈扭曲状、叶片前后缘呈弯曲状，有些整体叶轮(例如离心叶轮)不能等分切割成单个叶片，也就不能按照单个转子叶片的振动疲劳试验方法进行试验。另外，即使能将整体叶轮等分切割成单个叶片，一方面切割困难、费时费力；另一方面，切割成的单个叶片，由于支承叶片的盘体刚性变化，使叶片同有频率发生改变，从而影响叶片振动疲劳试验结果。

发明内容

本发明目的在于提供一种叶轮叶片振动疲劳试验装置及试验方法，以解决现有的一体式结构的整体叶轮的叶片难以切割及叶片振动疲劳试验效率低的技术问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种整体叶轮叶片振动疲劳试验装置，包括振动试验台及整体叶轮，整体叶轮经夹具轴向压紧并固定在振动试验台上；

振动试验台连接有用于起振的振动装置；整体叶轮连接有用于检测并记录试验参数的检测装置；

整体叶轮上的相邻叶片之间设有用于使相邻口f1片互相阻尼的橡胶阻尼块。

进一步地，橡胶阻尼块的厚度比整体叶轮上相邻叶片之间间距大0．5．1．5mm，橡胶阻尼块的长度大于整体叶轮上叶片长度的1／3；橡胶阻尼块的宽度大于整体叶轮上叶片宽度的1／2。

进一步地，振动装置包括用于控制振动试验台的激振频率及激振力的振动控制器，振动控制器的控制端连接有用于设置参数的计算机，振动控制器的输出端经功率放大器连接至振动试验台。

进一步地，振动装置还包括一用于对振动试验台的振动发热进行冷却的冷却风机。

进一步地，检测装置包括信号分析仪，信号分析仪连接有应变仪，整体叶轮的自由叶片上设有应变片，应变片将感应到的自由叶片的振动力转换为电信号，应变仪将电信号转换为应力水平参数传递给信号分析仪。

进一步地，信号分析仪还经激光位移前置控制器连接有激光位移传感器，激光位移传感器用于感应自由叶片的振动幅度并生成振幅信号。

进一步地，整体叶轮沿轴向的端子上设有加速度传感器，加速度传感器经电荷放大器连接至信号分析仪，加速度传感器用于感应整体叶轮的振动加速度并生成加速度信号传递给信号分析仪。

根据本发明的另一方面，还提供了一种整体叶轮叶片振动疲劳试验方法，应用上述的整体叶轮叶片振动疲劳试验装置，包括以下步骤：

将整体叶轮经夹具轴向压紧并固定在振动试验台上；

在整体叶轮上保留一个能够自由振动的自由叶片，即除了自由叶片与其相邻的两个叶片之间不塞入橡胶阻尼块外，在整体叶轮其余的相邻叶片之间均塞入橡胶阻尼块；

振动试验台以预定的激振频率和激振力对自由叶片激振，使自由叶片在其固有频率下以预定的振幅进行振动直到产生疲劳裂纹；

记录在振动疲劳试验过程中自由叶片的包括应力水平、振动频率、试验时问的试验参数。