一种压气机静子尾迹流激振力测试方法及系统与流程

本发明属于航空发动机压气机静子尾迹流激振力测试领域，具体涉及一种压气机静子尾迹流激振力测试方法及系统。

背景技术：

现代航空发动机向高性能高推重比方向发展，要求压气机具备较少的级数，最小的级间轴向间距，以及压气机叶片变薄变轻。随着航空发动机研制历程的深入，发现压气机转子叶片存在严峻的高周疲劳失效问题，以致在试验过程中出现各种裂纹和掉块的现象，因此需要研究各种裂纹和掉块的原因。

技术实现要素：

发明目的：提供一种压气机静子尾迹流激振力测试方法及系统，以明确压气机静子尾迹流的气动激振力构成和幅值，揭示流体导致压气机转子叶片发生高周疲劳失效的根本原因。

技术方案：

第一方面，提供了一种压气机静子尾迹流激振力测试方法，包括：采集压气机各级静子出口处转子叶片表面的动态压力；将动态压力转换成电信号；对电信号进行傅里叶变换得到频域信号；选择预定频段以上的频域信号得到符合激振力性质的特征频率及其幅值。

进一步地，所述预定频段为2khz。

第二方面，提供了一种压气机静子尾迹流激振力测试系统，包括：动态压力传感器2，安装在航空发动机压气机各级静子出口的转子叶片上，用于采集压气机各级静子出口处转子叶片的动态压力；以及将动态压力转换成电信号；动态数采系统4，动态压力传感器2与动态数采系统4电连接，用于对电信号进行傅里叶变换得到频域信号；以及选择预定频段以上的频域信号得到符合激振力性质的特征频率。

进一步地，动态压力传感器2安装在航空发动机压气机各级静子出口处转子叶片上，具体包括：动态压力传感器2被压覆封装在转子叶片表面。

进一步地，动态压力传感器2被压覆封装在转子叶片表面，具体包括：采用激光焊接压板的方式将动态压力传感器2压覆封装在转子叶片表面。

进一步地，动态数采系统4的采样率不低于200khz。

进一步地，各级静子出口处转子叶片上设置至少两个动态压力传感器2，分别设置在10％和90％叶高处。

进一步地，动态压力传感器2与动态数采系统4电连接，具体包括：动态压力传感器2与动态数采系统4通过引电器或者遥测系统3电连接。

有益效果：

发明采用安装在航空发动机压气机静子出口的动态压力叶型探针，测取各级压气机静子出口的高频段(2khz以上)动态压力信号，通过数据处理分析程序对高频段动态压力信号进行量化，获取压气机静子尾迹流的气动激振力构成和幅值，直接用于分析航空发动机整机和部件试验中，压气机静子尾迹流的气动激振力构成和幅值，用于揭示流体导致压气机转子叶片发生高周疲劳失效的原因。本发明工程化应用范围广，操作性强，具有良好的实用性。

本发明能够量化航空发动机压气机静子出口的气动激振力，揭示国内压气机转子叶片因高频激振引发的强迫振动对航空发动机的危害，为指导压气机开展减小和削弱气动激振力的结构设计提供依据，为现阶段有效解决我国航空发动机压气机叶片的高周疲劳失效问题提供测试方法。

附图说明

图1一种压气机静子尾迹流激振力测试的方法结构图。

其中，1动态压力叶型探针：采集航空发动机压气机各级静子出口动态压力信号的装置；

2)动态压力传感器：感受转子叶片的压力波动，将压力信号转换为电压信号的元件；

3引电器(或者遥测系统)：将旋转的动压叶型探针上的电压信号传递出去的装置；

4动态数采系统：接收动态压力的电压信号，进行动态压力信号处理的装置；

5处理分析程序：由matlab编制的数据处理分析程序，一般集成于动态数采系统中；

6计算机:显示压力数字信号，并进行数据处理的仪器。

具体实施方式

申请人经过研究发现：各种裂纹和掉块是压气机转/静子叶片相互干涉下，压气机转子叶片发生高阶固有频率耦合共振造成的。传统的测试方法是，在转子叶片表面粘贴应变片来监测振动应力，进而量化转子叶片机械振动的强度；另外，也有为提高压气机转子叶片强度的可靠性，采用加强压气机转子叶片自身刚度的措施，比如增加压气机转子叶片厚度和采用刚度更好的材料，以及弯掠设计等手段，以此保证航空发动机压气机试验的顺利进行。但是，航空发动机压气机转子叶片仍不可避免的面临流道内复杂的非定常流动，咎其原因，是压气机静子叶片尾迹流产生的气动激振力引起的，导致转子叶片高周疲劳的问题始终存在。

通过级间非定常气动激振力的测量，可以明确引起级间转子叶片振动的主要来源是静子叶片的尾迹流，这种因静子叶片产生的气动激振力，主要是静子叶片的通过频率，以及相邻级间静子叶片数差值频率，这些特征频率由各级静子叶片数目，前后排的静子叶片差值数目组成。这些由明确数字构成的激振源，就是压气机静子尾迹流激振力。

早期，由于动态压力传感器技术的薄弱，主要是结构小型化技术的薄弱，以及高速旋转件电路封装技术和信号传输技术的不成熟，导致无法实现在压气机转子叶片上开展压气机静子尾迹流激振力的测量。现阶段，随着动态参数测试技术的发展，包括薄膜型动态压力传感器的申购，薄壁件(厚0.15mm)固定工装激光焊接工艺的发展，转子叶片表面电路封装，引电器和遥测系统等信号传输技术的不断成熟，已能够实现压气机级间静子叶片出口非定常气动激振力的测量。

具体地，在航空发动机压气机级间各级静子出口的转子叶片上，沿叶片表面安装不少于二个测点(近叶根和近叶根各一个)，一般为四个测点(近叶根和近叶根各二个，前缘和尾缘各一个)的动态压力叶型探针1，获取航空发动机压气机各级静子出口的动态压力信号，其中，动态压力叶型探针1的四个测点/片沿径向大致分布在10％和90％叶高处，沿轴向分布在10％和90％弦长位置处，如条件允许，也可沿径向和轴向多分布测点，测点由薄膜型动态压力传感器2压覆及封装在转子叶片表面用激光焊接的固定工装内，或者粘贴在转子叶片表面上。动态压力传感器2感应动态压力信号，通过内置转换，将动态压力信号转换为电信号通过引电器(或者遥测系统)3传递至具有数据处理功能的动态数采系统4，数据处理功能主要是基于小波变换的数据处理分析程序5，其功能是处理高频段(2khz以上)的通过频率信号，并转化为频域信号，进而将各级静子通过频率及其脉动压力幅值通过计算机6显示出来，结构见图1。

动态压力叶型探针1安装在航空发动机压气机各级静子叶片出口处。

动态压力传感器2被压覆及封装在转子叶片表面用激光焊接的固定工装内，或者粘贴在转子叶片表面上。

动态数采系统4的采样率设置不低于200khz。

处理分析程序4处理高频段(2khz以上)的频域信号。

计算机5显示航空发动机压气机各级静子的通过频率成分及其幅值。

下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明:

请参阅图1，本发明包括动态压力叶型探针1、动态压力传感器2、引电器(或者遥测系统)3、动态数采系统4、处理分析程序5、计算机6。具体实施方式是在航空发动机压气机各级静子出口，即转子叶片表面安装不少于二个测点(近叶根和近叶根各一个)，一般为四个测点(近叶根和近叶根各二个，前缘和尾缘各一个)的动态压力叶型探针1，动态压力叶型探针获取压气机各级静子出口的动态压力信号，动态压力信号经转子叶片表面焊接或者粘贴的动态压力传感器2的感应，通过内置转换，将动态压力信号转换为电信号，并通过引电器或者遥测系统传递至动态数采系统4，动态数采系统4的采样率设置不低于200khz，动态数采系统4将动态压力信号通过以matlab编制的处理分析程序4处理成频域信号，量化高频段(2khz以上)的转子叶片通过频率及其幅值，最终通过计算机6反映出来。