航空發動機葉片振動特性試驗研究

楊文鑫，蔡增杰，陸錦斌，王彥芳

（青島蘇試海測檢測技術有限公司，山東 青島 266109）

航空發動機葉片受力復雜，工作環境嚴酷，葉片振動疲勞損傷故障是整個發動機故障的主要故障模式[1-2]。因而葉片的振動特性決定著葉片工作的安全性、可靠性及使用壽命，通過葉片的振動疲勞試驗可以得到葉片的疲勞壽命。從目前的研究可以看出，隨著對研究精度的要求越來越高，對于葉片僅僅局限于用軟件分析以及程序模擬，已不能滿足精度要求[3-4]。文中在應用軟件分析的基礎上，通過在振動試驗系統上對葉片進行高應力振動試驗，對振動特性進行了研究，得到了應力與振幅、頻率之間的關系，從而為進一步研究航空發動機葉片的疲勞壽命奠定基礎[5-11]。

1 葉片模態分析

航空發動機渦輪葉片采用DD6單晶合金材料[5]，采用4節點四面體單元建立葉片有限元模型，有限元模型坐標系與原幾何模型保持一致，整個模型共劃分為103 866個節點、449 238個單元，如圖1所示。

約束葉片榫頭表面單元節點的3個自由度，進行模態分析。葉片模態分析結果表明，在0～8000 Hz范圍內，葉片具有1個彎曲模態和1個扭轉模態。其一階彎曲頻率計算結果為3584 Hz，彎曲振型如圖2所示。一階扭轉頻率計算結果為5576 Hz，扭轉振型如圖3所示。

通過模態分析得到葉片的固有頻率，同時可得到一階彎曲變形與一階扭轉變形，最大變形發生在葉片的頂端。

2 葉片振動試驗研究

采用激光多普勒原理，通過單點激勵，多點拾振（Simo）激光掃描測振系統測量葉片振動特性。采用共振的原理（如圖4所示），在葉片一階彎曲振型固有頻率下完成振動試驗，其中振動臺外觀如圖 5所示，將裝配體整體安裝在振動臺上如圖6所示。

對安裝在振動臺上的葉片進行正弦掃頻試驗，通過掃頻試驗得到在3286 Hz附近時葉片發生共振，如圖 7所示。與理論分析所得固有頻率相比，誤差為8.31%，滿足工程誤差小于10%的要求。

3 葉片應力與幅值、頻率關系的標定

依據梁的振動理論可推導出葉片葉尖振幅a與葉片自振頻率f的乘積af，可以用來表征葉片的應力σ，他們之間的關系可表達為σ=D·af，其中D為常數[1]。為了對葉片的應力與幅值、頻率的關系進行標定，在得到共振頻率3286 Hz的基礎上，按10g，15g，20g，25g，30g，35g，40g掃頻加速度下對三組葉片進行振動試驗，對葉片的應力（由測量的應變計算）及振幅進行測量，得到的結果見表1。測得最大應力點位置（葉片葉盆靠近榫頭處氣孔旁）如圖8所示，葉片應力振幅關系標定如圖9所示。

表1 應力幅值

采用一元線性回歸方程的假設理論，對表1的三組葉片的試驗數據進行擬合，得到直線回歸方程：

擬合得到σ=1.8759af，其中R=0.994，經線性相關假設檢驗和擬合優度檢驗，能夠滿足要求。

4 結論

1）對葉片進行模態分析，得到葉片的固有頻率，通過振動試驗驗證了理論分析的正確性。

2）在振動試驗系統上對葉片進行高應力振動試驗，對振動特性進行了研究，得到了葉片在不同加速度下的振動的應力及幅值。

3）通過標定的葉片所受應力與振幅、頻率的關系曲線及擬合的表達式，可以實現在試驗無法達到超高應力的情況下，對航空發動機葉片的應力進行預測。

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