例1 :
[0042] 为了验证发明的试验方法，超转转速3倍转频选择与其中某一片叶片一弯频率相 等，并在试验中未对叶片最大动应力幅值进行限制。试验结果为试验整体叶盘在达到超转 转速而未达到保载时限时一片叶片出现共振断裂，试验被迫中止。
[0043] 1)叶片实测一弯频率（Hz)
[0044]
[0045] 2)超转转運佛足：
[0046]
[0047] 3)试验件安装：
[0048] 转接轴通过6件M10X1双头螺柱与试验器的旋转头连接，转接轴与旋转头定位形 式为止口定位。试验件与转接轴定位方式是盘心孔与转接轴的外圆定位。定位定心可靠。
[0049] 4)试验器振动监测控制
[0050] 整体叶盘带工装组件进行了动平衡，平衡精度按G1.0(单面剩余不平衡量< 15g. mm)控制，实际值为前侧剩余不平衡量为4. 4g.mm，后侧剩余不平衡量为8. 3g.mm。设定限制 值为12g。
[0051] 5)试验结果：
[0052] 转速缓慢上升，达到超转转速，保载2分30秒后（要求保载5分钟），一片叶片从 叶根处断裂（该叶片的一弯频率为842Hz，恰好为超转转速16848r/min的3倍频）。试验 被迫终止。
[0053] 试验终止原因为3倍的工作转速激起叶片的一弯固有频率共振，导致叶片大应力 断裂。
[0054] 实施例2 :
[0055] 按本发明步骤进行试验，试验顺利完成。
[0056] 1)叶片实测一弯频率（Hz)
[0057]
[0059] 2)超转转速确定：
[0060]
[0061] 3)试验件安装：
[0062] 转接轴通过6件M10X1双头螺柱与试验器的旋转头连接，转接轴与旋转头定位形 式为止口定位。试验件与转接轴定位方式是盘心孔与转接轴的外圆定位。定位定心可靠。
[0063] 4)监测控制
[0064] ①叶片一弯处应力监测：
[0065] 选择一弯频率实测值与3倍的超转转速对应频率最相近的叶片重点监测4片，在 叶片一弯处粘贴应变片，监测试验过程中叶片一弯动应力变化，动应力l〇MPa左右，证明整 体叶盘在试验过程中叶片未出现共振。
[0066]
[0067] ②整体叶盘振动监测：
[0068] 整体叶盘带工装组件进行了动平衡，平衡精度按G1. 0 (单面剩余不平衡量< 15g. mm)控制，实际值为前侧剩余不平衡量为4. 2g.mm，后侧剩余不平衡量为8.lg.mm。设定限制 值为12g。
[0069] 5)试验结果：
[0070] 转速缓慢上升，达到超转转速，保载5分钟（要求保载5分钟），完成对整体叶盘的 考核试验。
[0071] 该试验中叶片一弯频率范围高于3倍的超转转速对应频率值。
[0072] 以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按 照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书 的保护范围之内。
【主权项】
1. 一种航空发动机整体叶盘安全超转试验方法，其特征在于，包括以下步骤： 1) 利用锤击法测量试验整体叶盘中每个叶片的一弯频率； 2) 确定不同类型航空发动机的最大工作转速； 3) 检测超转转速满足整体叶盘中所有叶片的一弯频率大于3倍的超转最高转速所对 应的频率； 4) 确定超转合格标准； 5) 将试验整体叶盘与试验转接轴、试验控制台进行连接，然后利用锁紧装置进行锁紧， 保证整体叶盘与试验器连接可靠； 6) 整体叶盘在进行安全超转试验时需对试验器的振动和叶盘叶片一弯处应力进行监 控，振动通过振动传感器监测，叶片应力通过中心轴将应变线引出，经过滑环引电器将信号 接到动态应变仪上； 7) 试验时，试验转速应逐步提高； 8) 试验卸载后，关闭试验器，分解试验整体叶盘，残余变形测量和无损检查及测量尺 寸，根据检查结果，给出试验结论，试验结束。2. 根据权利要求1所述的航空发动机整体叶盘安全超转试验方法，其特征在于，所述 步骤3)中，如果3倍的超转转频等于或小于叶片的一弯频率，则重点监测其中一弯频率等 于或接近3倍超转转速对应频率的叶片。3. 根据权利要求1所述的航空发动机整体叶盘安全超转试验方法，其特征在于，所述 步骤4)中，超转合格标准为在超转转速条件下，盘心和盘缘径向残余变形小于等于0. 1%， 同时试验件荧光探伤无缺陷。4. 根据权利要求1所述的航空发动机整体叶盘安全超转试验方法，其特征在于，所述 步骤6)中，最大应力值小于叶盘材料的σ-l，整体叶盘叶片粘贴应变片（8)为2~6片，采 用对称的方式粘贴，粘贴完成后整体叶盘进行动平衡。5. 根据权利要求1所述的航空发动机整体叶盘安全超转试验方法，其特征在于，所述 步骤7)中，超转转速下停留时间为2分钟或5分钟。6. -种用于实现权利要求1至5任意一项所述航空发动机整体叶盘安全超转试验方 法的试验系统，其特征在于，包括试验整体叶盘（1)以及试验转接轴（4)，试验整体叶盘（1) 通过锁紧装置与试验转接轴（4)锁紧；试验转接轴（4)通过信号传输导线（9)与监测控制 系统（2)相交互；试验转接轴（4)的上端与试验控制台（3)固定连接。7. 根据权利要求6所述的航空发动机整体叶盘安全超转试验系统，其特征在于，所述 锁紧装置为套装在试验转接轴（4)上、并配合使用的压板（5)、锁紧螺母（6)以及圆螺母 (7)。8. 根据权利要求6所述的航空发动机整体叶盘安全超转试验系统，其特征在于，所述 检测控制系统（2)采用动态应变仪。9. 根据权利要求6所述的航空发动机整体叶盘安全超转试验系统，其特征在于，所述 试验整体叶盘（1)为风扇、压气机整体叶盘中的一个或几个组合体。
【专利摘要】本发明公开了一种航空发动机整体叶盘安全超转试验系统及方法，根据试验整体叶盘中每个叶片的一弯频率、不同航空发动机的最大工作转速以及整体叶盘中所有叶片的一弯频率大于3倍的超转最高转速所对应的频率，确定超转合格标准；试验时，整体叶盘在进行安全超转试验时需对试验器的振动和叶盘叶片一弯处应力进行监控，振动通过振动传感器监测，叶片应力通过中心轴将应变线引出，经过滑环引电器将信号接到动态应变仪上；本发明根据超转转频与叶片一弯频率的控制关系、限制了试验过程中叶片最大动应力值，使整体叶盘安全超转试验顺利进行，能够适用于各类型航空发动机整体叶盘安全超转试验的考核。
【IPC分类】G01M13/00
【公开号】CN105388004
【申请号】CN201510696194
【发明人】刘忠华, 杜龙梅, 闫志祥, 郭晓玲, 赵琳
【申请人】西安航空动力股份有限公司
【公开日】2016年3月9日
【申请日】2015年10月22日