一種新的航空發動機葉片疲勞試驗方法

萬文顥

摘要：在航空發動機正常進行運作的過程中，其中葉片結構所起到的作用是非常重要的，而航空發動機在長時間的工作狀態之下，發動機葉片會產生疲勞的現象，對于疲勞數值如果沒有足夠的了解的情況下，會使得航空發動機的安全狀態工作產生不小的負面影響，在這種情況之下就需要重視航空發動機葉片疲勞試驗方法的應用。本文試圖在葉片疲勞試驗件不足的情況下提出一種新的航空發動機葉片疲勞試驗方法——逐級加載法，最后獲取到實驗葉片的疲勞極限，這對于航空發動機和航空事業的發展都是具有重要的意義的，葉片結構的運行也會變得更加的可靠。

關鍵詞：航空發動機;葉片疲勞;試驗方式;創新改革;有效方式

前言：隨著時間推移和時代的不斷改革創新，國內的社會經濟得到了快速的發展，而與此同時，時代發展也對各類社會事業的發展提出了嶄新且更高的要求，其中之一就是航空事業。航空發動機葉片在不斷應用過程中會產生疲勞的現象，航空事業快速的發展使得發動機的葉片工作環境變得更加嚴酷，如果不進行航空發動機葉片疲勞試驗會影響到航空發動機的安全運行。所以，在接下來的文章中就將針對【一種新的航空發動機葉片疲勞試驗方法】進行詳盡的闡述，除此之外，還會在文章中提出一定的具有建設性的意見或者對策。

一、新的航空發動機葉片逐級加載法的工作原理

新的航空發動機葉片逐級加載法的主要工作原理就是：采用基礎位移振動激勵手段和共振原理，在技術手段和原理的幫助之下，相關的工作人員就能夠對航空發動機的葉片結構試驗件施加需要的交變載荷，當獲取到振動激勵水平之后，其實反映的也就是試驗載荷的水平，也就是所謂的疲勞極限值[1]。

在實際的試驗過程中，首先需要在一階彎曲模態頻率的情況之下對航空發動機葉片結構進行正弦振動激勵，此階段的激勵水平適當即可，這樣就能夠使得葉片結構產生相應水平的彎曲共振，此時葉身各處也會在這一激勵情況之下產生相應的變化，其中包含相應的模態位移、模態應變等等。在這一過程中，試驗件葉身的振動應變相應特性應該符合相關的計算結合，在理想情況之下，在應變葉片中心位置和測試的方向都比較明確的情況之下，葉身表面任何一個位子的振動應變響應都可以代表不同的葉身部位的應變響應實際數值，不同位置的應變響應也需要能夠為不同的測試結果提供響應的驗證，這也是逐級加載法應用效果比較優秀的主要原因之一[2]。

在實際的航空發動機葉片疲勞試驗過程中，試驗載荷水平比較低的情況之下，航空發動機試驗件葉片中，其當量模態應力水平也應該比較低，此時的最大交變應力實際表現水平也應該比較低，如果試驗實際結果不符合這一特點，則說明試驗過程存在不合理現象。除此之外還需要知曉的是，當最大交變應力水平比航空發動機試驗件葉片的疲勞極限還要低的情況之下，試驗件將會具有無限的壽命，此類的試驗過程可以循環多次（1*107）。

逐級載荷試驗法需要不斷的提升振動激勵水平，當這一水平達到一定程度時，航空發動機試驗件葉片中的當量模態應力水平應該進行一定的提升，此時的最大交變應力水平也會隨之進行提升，直至超出試驗件的疲勞極限，此時試驗件也會產生不同程度的疲勞裂紋，證明試驗件的疲勞值已經達到極限。在試驗的過程中也需要使得試驗件的最大應力水平呈現出一種循序漸進的狀態，試驗件的疲勞極限值理應處于最后兩級的振動激勵水平之間，整體上來說使得疲勞值的確定變得更加精確了。

在試驗過程中，當航空發動機的試驗件葉片結構出現疲勞損傷的情況之下，試驗件的振動模態頻率會出現下降的現象，這與已經存在的振動激勵頻率將會產生偏離的現象，試驗件的振動響應水平也會產生下降，這一特點能夠促進試驗件疲勞壽命的推算。

二、新的航空發動機葉片逐級加載法的應用

（一）試驗載荷以及其初期數值的選擇

在新的航空發動機葉片逐級加載法的應用過程中，應考慮到有限元的數值計算工作，因此可以對相關的有限元軟件進行運用，這一過程需要知道葉片一階彎曲模態應力分布狀態數據、信息[3]。

應力區的應變值從小到大按照字母的順序進行排列，從A到P，其中A部分應力區的應力值是最小的，具體數值為8.29Mpa，P部分應力區的應力值是最大的，具體數值為350Mpa。在初期數值的選擇上需要采用疲勞極限的百分之八十，后續逐漸增大試驗載荷，實現逐級加載。

（二）試驗數據的處理和試驗結果的判定

在實際測試試驗過程中也曾運用過逐級加載法，例如某種壓氣機葉片曾遇到過試驗件數量不足，“升降法”試驗考核初始應力偏低的情況。為了獲得葉片要求壽命下的疲勞極限，采用了逐級加載法進行試驗，選擇初始應力為560Mpa，應力增量為20Mpa試驗數據如下：

按下式計算：

其中：： =640MPa， =620MPa， =2.14×106

計算得到： =620Mpa。

可以得到的該級葉片疲勞極限值為620MPa。

結論：綜上所述，就是目前為止針對【新的航空發動機葉片逐級加載法】的相關研究和分析內容了，從文中敘述的內容中不難看出，目前航空事業或者是航空發動機自身對于葉片結構的要求正在提升的過程當中，而且葉片的實際工作環境也變得越來越惡劣，此時就需要對逐級加載法進行運用，并且分階段進行運用，當然這一試驗法后期也需要不斷的優化、完善，才能變得比較全面。

參考文獻：

[1]王小蒙，王洪斌，盧玉章， 等.某型航空發動機單晶渦輪葉片熱沖擊疲勞行為研究[J].鑄造，2018，67（4）：308-311

[2]楊偉新，李彥，王平.一種新的航空發動機葉片疲勞試驗方法[J].噪聲與振動控制，2017，37（5）

[3]王琰，郭定文.航空發動機轉子葉片的聲振疲勞特性試驗[J].航空動力學報，2016，31（11）