一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法与流程

本发明涉及结构力学性能测试技术领域，特别是涉及一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法。

背景技术：

疲劳是零部件主要失效模式之一，每年都造成巨大的经济损失，航空发动机转子叶片工作在复杂流场之中，承受着时变气动力、周期机械激励等多种外部载荷，容易导致疲劳裂纹萌生。我国航空涡轮喷气发动机故障统计数据表明，有70%以上故障与疲劳相关，因此，为了提高航空发动机的疲劳可靠性，规定在结构研制环节需要开展充分的疲劳性能试验，通过迭代优化，确保零部件疲劳性能达标。

零部件的疲劳性能通过部件级疲劳性能测试试验获得，试验中在零部件考核部位生成正弦、稳定的应力，应力水平达到数百兆帕，通过相同应力水平下测试获得的寿命评价零部件抵抗疲劳破坏的能力。当前，主要利用了共振原理在零部件考核部位产生高频交变应力，依据此原理发展出了多种试验方法，如电磁力激励，电磁振动台激励等，形成了一些试验标准，如hb5277-84《发动机叶片及材料振动疲劳试验方法》。

在燃油经济性，噪声、氮氧化物排放等多种因素驱动下，民用航空涡轮风扇发动机风扇部件的发展趋势是采用大涵道比、宽弦的结构设计方案。风扇叶片的内、外形越来越复杂，需要采用新的制造工艺进行生产。随着风扇叶片尺寸的增加，先进风扇叶片的结构形式出现了空心化、复合化等趋势，相对于传统结构，先进风扇叶片往往不能满足材料均匀性、连续性、各向同性等假设，即叶片不同部位的抵抗疲劳破坏的能力可能存在差异。此外，由于风扇叶片尺寸的增加，相对于传统风扇叶片，大涵道比航空发动机风扇叶片的固有频率正出现逐步降低的发展趋势。

在现有技术中，航空发动机风扇叶片疲劳性能测试试验中，风扇叶片的叶尖位置自由、榫头区通过夹具刚性固定，采用电磁振动台作为激励源，激励力作用在风扇叶片的固定端上，激励力波形为正弦波，激励力频率与风扇叶片一阶振动频率相同，通过控制风扇叶片振幅控制考核部位应力水平，在此条件下获得风扇叶片在一定应力水平下的循环次数，并以此为基础评价风扇叶片的疲劳性能，该测试方法如图1所示。基于该方法测试发动机风扇叶片疲劳性能有以下不足：

一方面，试验中激励频率与发动机风扇叶片一阶固有频率相同。发动机风扇叶片一阶固有频率低，主流发动机风扇叶片的一阶固有频率约为50hz，叶片通过疲劳性能考核的一般要求为应力循环次数不低于3×10⁷循环，甚至要求达到1×10⁹循环。假设发动机风扇叶片试验件测试试验每天进行8小时，完成3×10⁷循环的试验周期约为21个工作日，要确定某型发动机风扇叶片的疲劳性能，至少需要15件风扇叶片的测试数据，因此，总测试周期可能长于1年，如果要开展1×10⁹循环试验，试验周期将难以接受；

另一方面，疲劳测试中激励频率与发动机风扇叶片一阶固有频率相同，试验中采用一端刚性夹持、一端自由的装夹形式通常导致风扇叶片产生弯曲变形，变形产生的最大应力区域通常靠近夹持端，而对于先进发动机风扇叶片，其结构/材料性能通常不能满足均匀性、一致性等基本假设，因此，对于这类风扇叶片而言，基于一个测试点的疲劳数据不能充分反映风扇叶片整体疲劳性能。

技术实现要素：

本发明的目的就是解决以上技术中存在的问题，并为此提供一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法。

一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法，包括如下步骤：

第一步，基于发动机风扇叶片榫头部位的几何特征对夹具进行设计，将风扇叶片刚性固定到激励设备上；

第二步，根据软件预测试验装夹条件下发动机风扇叶片的固有频率、振形和应力分布，根据疲劳性能考核部位要求和计算获得的应力分布规律，初步选取加载设备的激励频率，振形以及振幅监控点位置；

第三步，开展扫频试验，频率变化率低于3oct/min，扫频方向先从低频到高频，再由高频到低频，设置频率范围，至少确定前4阶固有频率，通过两次试验结果确定风扇叶片的固有频率；

第四步，在风扇叶片上设置振幅监控点，振幅监控点的选取基于第二步中数值模拟结果所选取的振形，振幅监控位置位于发动机风扇叶片试验振形下相邻节线的中点，测量点大于3个，当考核部位位于风扇叶片叶身根部时，在风扇叶片展向中部的前缘位置处设置振幅主监控点，在风扇叶片叶尖前缘处设置振幅辅助监控点；当考核部位远离夹持端，根据振形特点设置振幅监控点，不少于三个振幅监控点，在一阶扭转振形下开展测试时，监控点位置分别位于风扇叶片展向中点的进气边以及风扇叶片叶尖的进排气边；在二阶弯曲振形下开展试验，监控点位置分别位于风扇叶片高度的三分之一处的进气边以及自由端的进排气边；

第五步，确定激励水平及发动机风扇叶片变形规律。采用较低的激励能量激励发动机风扇叶片，通过振幅-频率曲线判定发动机风扇叶片是否处于共振状态，通过三个位移传感器之间的相位关系判定当前激励频率及叶片振形是否产生预计应力分布；

第六步，根据第五步中确定的频率激励叶片，在风扇叶片考核位置安装应变片，安装应变片分为两步，第一步为摸底试验，在风扇叶片表面大范围区域内安装应变片或采用动态dic方法，获得大范围区域内的应变分布规律，获得高应力区范围；第二步为标定试验，基于摸底试验获得的高应力区范围，在该区域内密集安装应变片，精确确定最大应力的位置，通过控制激励力能量，获得至少4个激励力水平下最大应力点的应力水平，通过线性拟合，获得应力-振幅之间的函数关系；

第七步，通过调整激励装置的能量、微调激励频率，逐步提高风扇叶片振幅并达到预测值，通过调整振动台激励能量或微调激励频率，使得风扇叶片处于稳定振幅状态，直至试验达到停止要求。

进一步地，如权利要求1所述的一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法，其特征在于：振幅监控点位置为三处以上，第一处监控点位置位于风扇叶片进气边距离根部150mm处；第二处监控点位置位于风扇叶片进气边尖端；第三处监控点位置位于叶片排气边叶尖。

进一步地，通过扫频试验获得发动机风扇叶片固有频率，采用叶片不同位置传感器在共振时采集到振动数据之间的相位关系判定叶片振形是否满足试验要求。

进一步地，扫频试验中的扫频范围为10hz~2000hz，频率变化率小于3otc/min，前4阶固有频率分别为68hz，125hz，230hz，412hz，随后分别采用68hz，125hz，230hz，412hz激励频率激励叶片，能量为1g。

本发明的优点：

1、能够基于有限数量的传感器精确的判定风扇叶片的振形，精确确定风扇叶片所处的试验状态；

2、提高了测试频率，缩短了试验时间；

3、提供多个考核部位进行选择，能够全面的对发动机风扇叶片疲劳性能进行评价，提高外场服役过程中的可靠性。

附图说明

图1为本发明的试验方法的示意图；

图2为一阶弯曲试验方法的示意图；

图3为一阶弯曲试验方法中试验件变形示意图；

图4为一阶弯曲试验方法中振幅监控点波形示意图；

图5为扭转试验方法示意图；

图6为扭转试验方法中试验件变形示意图；

图7为扭转试验方法中振幅监控点波形示意图；

图8为二阶弯曲试验方法示意图；

图9为二阶弯曲试验方法中试验件变形示意图；

图10为二阶弯曲试验方法中振幅监控点波形示意图。

具体实施方式

为了使本发明更容易被清楚理解，以下结合附图以及实施例对本发明的技术方案作以详细说明。

实施例1

如图1-10所示，一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法，包括如下步骤：

第一步，基于发动机风扇叶片榫头部位的几何特征对夹具进行设计，将风扇叶片刚性固定到激励设备上，待测试的大涵道比民用发动机风扇叶片的风扇叶片展向尺寸为800mm，弦向尺寸约600mm，设计并制造高刚性夹具，将风扇叶片固定到电磁振动台水平滑台上面；

第二步，根据软件预测试验装夹条件下发动机风扇叶片的固有频率、振形和应力分布，根据疲劳性能考核部位要求和计算获得的应力分布规律，初步选取加载设备的激励频率，振形以及振幅监控点位置，电磁振动台正弦峰值推力为9吨，激励频率范围为10~2200hz；

第三步，开展扫频试验，频率变化率低于3oct/min，扫频方向先从低频到高频，再由高频到低频，设置频率范围，至少确定前4阶固有频率，通过两次试验结果确定风扇叶片的固有频率，采用大型商用有限元软件abaqus分析风扇叶片固有频率，一阶固有频率为59hz，为周向弯曲振形，最大应力点位于叶片前缘根部；二阶固有频率为110hz，为轴向弯曲振形，最大应力点位于叶片前缘根部，三阶固有频率为220hz，为周向二阶弯曲振形，最大应力点位于叶片二分之一叶高处的弦线中点处；四阶固有频率为380hz，为展向扭转振形，最大应力点位于叶片三分之一叶高处的弦线中点处；

第四步，在风扇叶片上设置振幅监控点，振幅监控点的选取基于第二步中数值模拟结果所选取的振形，振幅监控位置位于发动机风扇叶片试验振形下相邻节线的中点，测量点大于3个，当一阶弯曲振形下考核部位位于风扇叶片叶身根部时，在风扇叶片展向中部的前缘位置处设置振幅主监控点，在风扇叶片叶尖前缘处设置振幅辅助监控点；当考核部位远离夹持端，根据振形特点设置振幅监控点，不少于三个振幅监控点，在一阶扭转振形下开展测试时，监控点位置分别位于风扇叶片展向中点的进气边以及风扇叶片叶尖的进排气边；在二阶弯曲振形下开展试验，监控点位置分别位于风扇叶片高度的三分之一处的进气边以及自由端的进排气边，其余条件下的监控点位置以此类推。为考核风扇叶片叶身疲劳性能，选用二阶弯曲振形开展测试，采用三个位移传感器监视风扇叶片状态，振幅监控点位置为三处，第一处监控点位置位于风扇叶片进气边距离根部150mm处；第二处监控点位置位于风扇叶片进气边尖端；第三处监控点位置位于叶片排气边叶尖；

第五步，确定激励水平及发动机风扇叶片变形规律。采用较低的激励能量激励发动机风扇叶片，通过振幅-频率曲线判定发动机风扇叶片是否处于共振状态，通过三个位移传感器之间的相位关系判定当前激励频率及叶片振形是否产生预计应力分布，通过扫频试验获得发动机风扇叶片固有频率，采用叶片不同位置传感器在共振时采集到振动数据之间的相位关系判定叶片振形是否满足试验要求，采用0.5g激励量级进行扫频试验，扫频范围为10hz~2000hz，频率变化率为3otc/min，获得4个共振点，分别为68hz，125hz，230hz，412hz，随后分别采用68hz，125hz，230hz，412hz激励频率激励叶片，能量为1g，对照三个位移传感器波形相位关系，230hz条件下的相位关系与图5所示；

第六步，根据第五步中确定的频率激励叶片，在风扇叶片考核位置安装应变片，安装应变片分为两步，第一步为摸底试验，在风扇叶片表面大范围区域内安装应变片或采用动态dic方法，获得大范围区域内的应变分布规律，获得高应力区范围；第二步为标定试验，基于摸底试验获得的高应力区范围，在该区域内密集安装应变片，精确确定最大应力的位置，通过控制激励力能量，获得至少4个激励力水平下最大应力点的应力水平，通过线性拟合，获得应力-振幅之间的函数关系，采用230hz频率激励叶片，激励波形为正弦波，通过在风扇叶片叶身安装应变片获得不同部位的应变数据，相比较获得最大应力点，位于叶片弦线中部，距离叶根500mm的位置，通过逐步增加激励能量，使得最大应力点应力为300mpa，在此条件下保持激励能量、频率不变；

第七步，通过调整激励装置的能量、微调激励频率，逐步提高风扇叶片振幅并达到预测值，通过调整振动台激励能量或微调激励频率，使得风扇叶片处于稳定振幅状态，直至试验达到停止要求，风扇叶片在上述条件下承受的循环周次达到三千万次，通过试验考核。

本发明采用有限元方法预测叶片固有频率、振形与应力分布规律，根据大涵道比空心风扇叶片考核部位需求初步确定激励频率及振形。通过应变片和动态dic方法获得叶片表面应变分布规律，通过加密的应变片获得叶片振动应力的最大值。通过标定试验获得叶片传感器数据与考核部位应力的规律，通过传感器获得加速度、速度、位移信号控制考核部位的应力水平。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。