基于遙測技術的發動機渦輪轉子葉片動應力測量

李仙麗，羅乘川，安奕忱，王曉君

(中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

基于遙測技術的發動機渦輪轉子葉片動應力測量

李仙麗，羅乘川，安奕忱，王曉君

(中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

根據某型發動機渦輪葉片動應力測量試驗要求，提出了一種基于遙測技術的高溫動應力測量系統方案，并重點介紹了測量系統組成、工作原理及系統標定。利用該測量系統，成功獲取了發動機渦輪葉片動應力數據。整個試驗過程中，遙測系統工作正常，表現出良好的冷卻效果、電源穩定性和信號頻率跟隨性。試驗結果表明，該型發動機在特定轉速區間內存在窄頻帶共振，振幅水平較高，具有明顯的破壞性，結果可信。

航空發動機；渦輪轉子葉片；動應力測量；遙測技術；高溫應變；動態標定

1 引言

航空發動機由于葉片造型復雜和工作條件惡劣，使得其在研制、生產和使用中，葉片裂斷故障最為突出。而發動機實際工作狀態下，由于渦輪工作葉片與盤的連接剛性，及離心力、溫度和氣體力等的影響，致使葉片在旋轉狀態下的動頻(自振頻率)與非旋轉狀態下的靜頻有所不同[1-3]。因此，為驗證設計分析和模型計算結果及獲取故障分析數據，必須對發動機轉子葉片動應力進行測量。

在葉片動應力測量方面，國外早在上世紀80年代中期就已積累了豐富的經驗，試驗技術和測試儀器都比較成熟。并于90年代將遙測技術引入發動機試驗中，在部分小型發動機上進行了系統集成，目前已實現了遙測系統的微型化、部件化，用于發動機動應力、溫度和壓力測量[4-5]。國內在發動機部件試驗和整機臺架試車中，壓氣機葉片動應力仍普遍采用應變片-引電器-采集系統的方式進行測量[6-7]；但對于渦輪轉子葉片，由于其溫度高、轉速高，且引電器方案需對發動機改動較大、冷卻系統復雜等，試驗時并未進行動應力測量，這無疑增加了試驗風險，同時也缺乏相關故障數據積累，不利于故障分析與設計改進。鑒于此，本文提出一種單點遙測高溫動應力測量系統方案，并在國內首次成功應用到航空發動機渦輪轉子葉片動應力測量中，為發動機渦輪盤的設計改進提供依據。

2 測試要求

測試指標為：渦輪葉片工作溫度800℃，發動機最大穩態物理轉速40 000 r/min，頻率14 kHz(三階)，最大可測微應變1 000 με。

采用貼應變片的方法進行渦輪葉片動應力測量，貼片位置在渦輪轉子葉片根部。

3 測量系統

3.1 測量系統原理

單點遙測高溫動應力測量系統，由高溫應變計、應變計引線、單點遙測發射機、單點遙測接收機和數據采集系統等組成，其原理如圖1所示。高溫應變計信號經發射機中信號調理器處理后，由FM調制后從發射天線輸出，接收機將接收到的調頻信號解調后輸出到動態數據采集系統進行采集。其中，應變計采用工作溫度不低于1 100℃的高溫應變計，應變計引線采用工作溫度不低于1 100℃的鎧裝高溫電纜。

圖1 測量系統原理框圖Fig.1 Schematic diagram of measurement system

3.2 單點遙測系統

測量系統中最關鍵的部件是單點遙測系統，其原理如圖2所示。單點遙測系統主要分為發射機、接收機和天線三部分，具有體積小、結構和連接簡單、測試性能穩定可靠等特點。

圖2 單點遙測系統組成框圖Fig.2 Single-channel telemetry system composition diagram

3.2.1 遙測發射機

遙測系統發射機安裝在發動機渦輪盤軸端軸心位置，供電系統作為電源。其體積小巧，直徑22 mm，包括供電系統總長70 mm。其主要原理是使用放大器，對應變片上采集的信號進行放大，然后通過載波發生器將相關載波信息發送給外部接收機。

3.2.2 遙測接收機

遙測接收機安裝在旋轉部件外部，其主要功能是利用載波放大器接收發生器發送的載波信息，并經鑒頻獲取應變片試驗中需要獲取的相關參數，然后輸出給后端數據采集處理系統。

3.2.3 遙測天線設計

遙測天線裝置作為遙測系統的重要組成部分，起信號接收傳遞功能。其結構包含天線水冷保護套、天線和鎧裝熱電偶，如圖3所示。由于遙測信號發生模塊位于發動機軸向中心位置，天線裝置接收信號后需穿過900℃的高溫燃氣，為保證天線正常工作，設計了一個水冷套對其進行保護。為便于試驗時測試觀察冷卻效果，還增加了溫度測點。

圖3 天線結構Fig.3 Design structure of antenna

3.2.4 供電系統設計

由于測試系統安裝位置有限，本設計采用以紐扣電池為核心的供電系統。經試驗室驗證，單個紐扣電池的供電時間有限，不足以完成一次試驗，因此需重新設計供電系統。

單點遙測系統采用工業級鋰電池BR1632供電，其容量為120 mA，厚度為35 mm。為增大電池容量，延長遙測系統工作時間，供電系統采用7塊BR1632并聯，并設計了供電控制裝置(采用單片機來實現)，其工作原理如圖4所示。電池一旦接通，控制裝置開始工作，定時時刻到來時，單片機引腳輸出高電平，穩壓電源模塊輸出1.5 V電壓，遙測系統開始正常工作。電能供應可保證持續工作5天以上。

圖4 供電系統原理框圖Fig.4 Schematic diagram of power system

3.3 系統冷卻

由于遙測系統的工作溫度需控制在80℃以內，才能保證該結構內的電池和發射器正常工作，而該型發動機的軸承腔內溫度最高達350℃。為此，引入臺架冷氣，使軸承腔內溫度降至約100℃；主要再采用后軸承腔滑油噴嘴對遙測系統進行噴射滑油的方式，實現遙測系統的二次冷卻，將工作溫度控制在80℃以內。另外，在供電系統處利用擋板來減少從軸端傳來的熱量，實現供電系統保護。

3.4 數據采集系統

采用OROS數據采集系統，采集發動機渦輪葉片動應力測量數據。該系統針對聲音和振動測試研發，具備強大的數據采集、記錄和分析功能；自帶NVGate采集軟件，能方便進行實時信號處理和數據顯示。

采樣率選擇51.2 kHz，系統帶寬20.0 kHz，分析帶寬20.0 kHz。采用FFT算法進行數據處理，FFT點數為6 401線。

通過該系統，試驗時可實時觀測各轉速的應變量、不同轉速下轉子各階次有無共振，以及共振引起的應變量大小。

試驗后期，通過NVGate分析得出渦輪葉片振動應變瀑布圖，可清晰直觀地確定發動機轉子基頻各階次激起的渦輪葉片共振頻率及大小，判明葉片在發動機運行轉速范圍內有無有害共振。

4 系統標定

動態應變標定常用方法為靜態電阻模擬法，即通過靜態電阻變化產生的應變量等效為動態應變變化量。由于該套遙測系統的發射機，對應變輸入信號采用交流耦合方式輸入，因此不能輸入靜態模擬電阻。為此，設計了圖5所示的動應變模擬裝置來進行動應變的標定[8]。

圖5 動應變模擬裝置原理圖Fig.5 Schematic diagram of dynamic strain simulator

遙測系統收發裝置的主要原理如圖6所示，遙測系統發射機部分實現了測量和無線發射功能。測量端通過1.5 mA恒流源激勵，負載對象為Rload，代表動應變模擬裝置。參照動應變范圍設計調整RA、RB阻值，通過電子開關進行調制，形成以RA阻值、RA并聯RB阻值構成的周期性電阻切換，通過遙測系統發射機對其提供恒流激勵，得到負載電阻Rload上的周期性電壓方波信號，再由發射機調制轉換為頻率信號并疊加載波發射，以實現遙測系統動應變標定。

圖6 遙測系統收發裝置Fig.6 Telemetry system transceiver

由于此方式產生的模擬應變電阻量為方波形式，因此在采集系統中需將方波信號中的基頻成分提取出來，換算成等效正弦量值。

5 試驗及結果分析

在發動機臺架上進行全轉速范圍內的葉片動頻動應力測量，得到葉片的工作動應力水平，判斷其是否滿足強度規范的要求[9]。

試驗中，起動發動機至慢車后，2 min升速至最大推力狀態轉速；降速時，在共振區略作停留，隨后停車。試驗過程重復一次。圖7為某次試驗升速過程中的FFT圖譜。可見，峰值345.8 με，頻率13 625 Hz，轉速34 200 r/min，可判斷此時出現了葉片三階共振。

圖7 試驗過程中的FFT圖譜Fig.7 FFT Spectrum of experiment process

圖8為試驗的渦輪葉片動應變瀑布圖。可見，發動機轉子24階頻率激起的渦輪盤葉片二階、三階頻率振動較為明顯。

圖8 第二次試驗渦輪葉片振動應變瀑布圖Fig.8 Waterfall of strain distribution of turbine blades in the second test

從圖譜數據和試驗數據可以得出：在試驗的兩次起動升速中，過共振區的轉速區域和振動幅值基本一致。升速時在轉速33 900 r/min和35 000 r/min時出較大共振區域，降速時在35 300～33 800 r/min時出現較大共振區域，共振由發動機轉子24階頻率激起的渦輪盤葉片三階頻率振動產生，動應變幅值最大約為800 με。

6 結束語

整個試驗過程中，冷卻效果較好、電源工作穩定、信號頻率跟隨性好、遙測系統工作正常。隨后，又對該型發動機進行了不同頻率、不同貼片位置的多次動應變測量，測試現象和結論均與此次試驗的一致。從試驗結果看，該型發動機在特定轉速區間內存在窄頻帶共振，振幅水平較高，具有明顯的破壞性。經行業專家深入分析后認為，試驗結果可信，該型發動機渦輪盤葉片存在高周循環疲勞裂紋。單點遙測系統在渦輪轉子葉片動應力測量中的成功應用，為該型發動機渦輪盤的設計改進提供了依據。

[1]吳大觀.不容忽視發動機葉片動應力測量的作用[J].燃氣渦輪試驗與研究，1996，9(1)：58—62.

[2]吳大觀.發動機葉片動應力測量[J].航空科學技術，1996，(3)：3—5.

[3]Mahrenholz B G.An Improved Strain-Gage Signal Condi?tioner for Dynamic Stress Measurement[C]//.The 27th In?ternational Instrumentation Symposium of the Instrument Society of America.AD-A 254712.San Diego，1991.

[4]DeAnna R G.Wireless Telemetry for Gas-Turbine Appli?cations[R].NASA/TM-2000-209815，2000.

[5]Long S A，Edney S L，Reiger P A，et al.Telemetry System Integrated in a Small Gas Turbine Engine[J].Journal of En?gineering for Gas Turbines and Power，2012，134(4)：044501-1—5.

[6]吳岳庚，龔寅生，張松林.某壓氣機葉片動頻測量的試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，1999，12(4)：58—62.

[7]彭建，劉兵.壓氣機轉子葉片動頻動應力測試技術和應用研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2003，16(1)：10—13.

[8]王萃，張振杰.動態應變模擬方法的研究[J].強度與環境，1994，(1)：59—64.

[9]高慶.某系列發動機壓氣機轉子葉片技術壽命研究[J].航空發動機，2008，34(3)：22—26.

Measuring Technology on Dynamic Stress of Turbine Rotor Blades Using Telemetry

LI Xian-li，LUO Cheng-chuan，AN Yi-chen，WANG Xiao-jun
(China Gas Tubine Establishment，Jiangyou 621703，China)

To meet the aero-engine test requirements,a measurement system of dynamic stress of turbine rotor blades using telemetry in high temperature environment was introduced.System composition,princi?ple of operation and system calibration were presented.The blade dynamic stress data were obtained suc?cessfully by test,in the course of which,the telemetry system worked well with good cooling effect,stable power output and perfect ability of frequency track.The test results show that the engine has a narrow reso?nant frequency band and high level amplitude in a certain range of rotation speed,which is obvious damag?ing to the engine structure.The test results is believable.

aero-engine；turbine rotor blade；dynamic stress measurement；telemetry system；high temperature strain；dynamic calibration

V216.2

：A

：1672-2620(2014)06-0053-04

2014-04-15；

：2014-11-27

李仙麗(1984-)，女，陜西咸陽人，工程師，碩士，主要從事航空發動機特種測試技術研究及相關電子產品開發。