[发明专利]空心结构高周疲劳振动测试装置及方法

说明书

技术领域

本发明属于试验技术领域，涉及一种空心结构高周疲劳试验装置及方法。

背景技术

当前各类飞行器主要采用航空涡轮喷气发动机作为动力装置，这类动力装置工作时吸入空气，空气压力提高后，燃料被注入到高压空气中并燃烧，生成高温、高压燃气，燃气用于直接或间接产生推力。提高空气压力的部件被称作为”压气机”，目前，压气机以轴流式为主，其由多个相似单元组成，每一单元为一级，由前后两组叶片构成，前面一组为动叶，工作时高速旋转，提高吸入空气的速度，后一组则将气流速度降低，压力提高。在多级叶片协同工作中，后一级动叶将会受到前一级静叶出口气流的扰动，此外，由于转子不平衡力、吸入气流扰动等因素激励，叶片可能产生振动，导致叶片失效。压气机位于发动机前端，失效叶片必然对发动机造成二次损伤，严重威胁到发动机的正常使用，甚至威胁飞行器的安全。

通过对失效航空涡轮喷气发动机进行分析后得出，造成发动机失效的因素中，有约80%的原因与结构的疲劳失效相关。为了避免压气机叶片的疲劳失效，需要在设计中对叶片进行充分的振动疲劳试验，验证叶片振动特性并对叶片的疲劳性能进行评估，根据试验中所用试件的特点可分为材料级试验、构件级试验以及部件级试验三类。构件级别试验相对简单，并且能够反映真实叶片某些方面的特点，因此，在叶片研制的初期需要开展大量构件级别试验，为叶片详细设计提供数据支持。

随着近年来制造技术的发展，诞生了钛合金宽弦空心风扇/压气机叶片，由于SPF/DB技术赋予与这类叶片中空的结构特征，相对于传统实心钛合金叶片，其结构重量极大降低，有利于改善叶片、轮盘工作条件和受力分布，因此，这类叶片逐渐成为压气机/风扇的发展趋势。图1-A所示为空心叶片的结构特征，从图1-B中可以看出，叶片结构特征为外侧的蒙皮11.以及蒙皮之间的瓦楞状加强筋12.。作为航空涡轮喷气发动机的部件，需要完全掌握叶片的振动、疲劳性能，但由于结构形式复杂，设计中的参量较多，难以使用真实结构开展研究，因此，在叶片研制初期常采用结构模拟件考察不同拓扑参数下结构的固有振动特性以及疲劳性能，并将这些数据融入到真实叶片设计中去，为实现这一目标，需要空心结构模拟试件以及空心结构高周疲劳振动测试装置。

压气机叶片在工作过程中的受迫振动，激励源可能为前排静子叶片气流、转子不平衡力，由于压气机转速约为每分钟6000～10000转左右，因此，叶片属于高周疲劳振动，这类振动特点为结构中的交变应力较小，一般不超过材料的屈服极限。从结构上而言，压气机叶片安装特点为悬臂梁的结构。即压气机叶片的振动特征为高周疲劳弯曲振动。

高周疲劳试验中有三个要素，分别为激振设备、试验件和测试装置。现有的激振设备有采用压电晶体为激励源的试验机、旋转弯曲疲劳试验机以及电动振动台等，根据叶片材料以及工作中的振动特点，主要采用电动振动台作为激励手段。

试验件是研究叶片振动特性和疲劳性能的关键要素，将所要研究的参数简化并在试验件设计中体现，即试验件需要反映真实叶片某一方面的特点，此外，试验件的结构特征还需满足以下三个方面的要求：1）考核部位位于空心区域；2）考核部位应力状态简单；3）考核部位应力水平应能达到试验要求；4）试验开展简单。在传统振动试验中，常将叶片外形简化为平板，叶片榫头简化为方块，夹持端厚度较大，夹持端与平板之间采用大圆角过渡。

测试装置是高周疲劳试验中的另一个关键因素，要求其具有足够的刚度，试验中将整个试件、夹具放置到电动振动台上，由振动台对试件施加高周振动载荷，利用共振原理使得叶片考核部位达到规定的应力水平。

现有试件为带有夹持端的平板试件，试验中，试验件发生一弯变形，在这种试验状态下，其最大应力点位于夹持端与平板的过渡圆角部位，即最大应力点位于平板根部，由于处于几何变化区（存在过渡圆角），导致应力集中，造成应力分布不均匀，不便于后续理论分析工作；在上述试验件的基础上，一些方案通过改变试验件外形，如采用沿着试验件高度方向逐步减少厚度，或采用较大过渡圆角的设计方案，可以将试验件上的最大应力区域从夹持端的过渡圆角区转移到平板上，然而采用这种结构方式，将导致结构失去一致性，此外，这类结构设计方案同样将导致考核部位存在较大应力梯度。如试验件设计方案不变，但采用高阶振型进行试验，这虽然可以使得最大应力区离开夹持端，然而，这类试验受限于试验装置，如振动台频率范围和推力大小，在高阶激振频率下，难以保证试验件考核部位的应力水平达到试验任务书的中的量级，此外，试验件在产生高阶振动时，发生变形区域不规则，同样造成考核部位应力分布不均匀。