[发明专利]一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法

说明书

本发明属于航空发动机强度试验技术领域，公开了一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，包括以下步骤：S1、获取整机叶片安装方式，进行整机状态叶片振动特性有限元分析，计算得到整机状态下，叶片的应力主方向；S2、基于试验状态叶片安装方式，进行试验状态的叶片振动特征有限元分析，计算得到试验状态下叶片的应力主方向；S3、对比文分析判断整机状态下和试验状态下，叶片在的应力主方向的差异，对叶片在长度方向进行截短，重新计算叶片的应力主方向，直至二者相等；S4、对叶片进行截短加工，基于截短加工后的叶片进行振动疲劳试验。本发明不但可使试验状态与真实工作状态应力方向保持一致，而且还可以缩短试验周期和成本。

技术领域

本发明属于航空发动机强度试验技术领域，具体涉及一种发动机叶片振动疲劳试验方法，更具体地说，是一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法。

背景技术

航空发动机被誉为现代工业皇冠上的明珠，是飞机的心脏，是一种高速旋转的热力机械装置，基于其处在高温、高压、高转速的恶劣环境中，叶片的振动故障一直是发动机的最常见故障之一，由叶片振动故障引发的掉块、裂纹等一直威胁着发动机整机的安全，因此在发动机研制过程中会开展大量的叶片振动疲劳试验，可确定该型叶片在置信度95％、存活率50％时的中值疲劳强度，以评价其结构设计、材料选型、制造工艺的合理性，为叶片全在发动机全寿命周期内安全可靠工作提供技术保障。

目前叶片振动疲劳试验主要采取一端夹持固定，另一端自由的约束方式，参见文献：杨伟新,李彦,王平. 一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法[J]. 噪声与振动控制,2017,37(5):214-218以及文献：李思路，程礼，刘景元. 平板叶片非线性振动及疲劳试验[J]. 空军工程大学学报（自然科学版）,2017,18(5):1-6，与叶片在发动机中的真实安装方式也存在差异，特别是对于静子叶片（真实安装方式为两端约束，而试验状态为一端约束），两者差异性较大，会造成试验振动疲劳应力最大点以及应力方向与真实发动机状态存在差异，振动疲劳试验不能较好反映真实叶片的实际振动模式和振动机理。

同时叶片振动疲劳试验中属于高周疲劳试验，试验循环次数较高，一般在10⁷（3*10⁷次）以上，有的甚至达到10⁹次，而目前先进航空发动机为了提高推重比，均在追求结构轻量化，叶片一般选用密度较低材料，叶片一阶固有频率相对较低（有的一阶频率不足100Hz），进行一个叶片振动疲劳试验需要消耗的时间非常长，少则几十小时，多则数天，且一次振动疲劳需完成指定数量的叶片试验，因此一次叶片振动疲劳试验花费的时间少则一个月，多则几个月，所耗费的人力成本和试验成本均较大。

为了更好解决叶片振动疲劳试验中考核位置与真实使用状态考核位置最大应力点及应力方向的差异，且同时为了缩短试验周期，需要对现有的叶片疲劳试验方法进行改进。提出了一种发动机叶片振动疲劳截短方案的技术发明。

发明内容

本发明克服现有技术存在的不足，所要解决的技术问题为：提供一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，在提高试验准确性的前提下，提高试验效率，缩短试验时间。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，包括以下步骤：

S1、获取整机叶片安装方式，设置与整机工作一直的边界条件，进行整机状态叶片振动特性有限元分析，获得整机状态下叶片的振动应力参数，并根据其计算得到整机状态下，叶片的应力主方向；

S2、基于试验状态叶片安装方式，进行试验状态的叶片振动特征有限元分析，获得试验状态下叶片的振动应力参数，并根据其计算得到试验状态下，叶片的应力主方向；

S3、对比文分析判断整机状态下和试验状态下，叶片在的应力主方向是否相等，若不相等，则对叶片在长度方向进行截短，并返回步骤S2重新计算叶片的应力主方向，若相等，则进入步骤S4；

S4、根据应力主方向相等时的叶片长度，对叶片进行截短加工，基于截短加工后的叶片进行振动疲劳试验。