某發動機靜子葉片疲勞極限試驗研究

劉 濤 張秀梅 呂文菊

（沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，遼寧 沈陽 110043）

某發動機靜子葉片疲勞極限試驗研究

劉 濤 張秀梅 呂文菊

（沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，遼寧 沈陽 110043）

通過對某航空發動機壓氣機靜子葉片進行疲勞極限試驗，得出葉片一階固有頻率、應力沿葉高分布最大點位置、計算出應力與振幅的關系，并對其進行疲勞極限試驗。通過試驗，促進葉片結構和工藝的優化，為靜子葉片安全裝機提供重要試驗數據。

靜子葉片；固有頻率；應力分布；疲勞極限

1 概述

航空發動機壓氣機葉片是發動機非常重要的零件之一，由于工作條件比較惡劣，在高速、高壓氣流條件下工作，所以葉片斷裂故障不可避免。振動疲勞斷裂在葉片故障中占有較大比例，是影響發動機工作可靠性的主要因素之一。因此，發動機葉片振動疲勞試驗研究工作在國內外倍受關注。在葉片生產和研制的過程中，需對葉片進行疲勞極限試驗，以確定其加工質量是否符合設計要求。靜子葉片的結構不同于動葉，工作狀態比較復雜，對其進行疲勞試驗研究工作是必不可少的。

2 試驗方法

疲勞考核是對設計、材料、工藝必不可少的綜合性檢驗。疲勞試驗的目的是通過研究零部件的疲勞強度，確保試驗樣件能在最大負荷下達到發動機的運行壽命。以某型號發動機靜子葉片為研究對象，在電磁振動臺上對葉片施加載荷，模擬在發動機運轉時的工作狀態。

將葉片榫頭作為裝夾端，葉身處于懸臂狀態。由于圓柱形榫頭不利于裝夾，將圓柱榫頭兩端面進行銑平處理，上下端面分別用壓塊壓緊，固定在電磁振動臺上。葉片在周期性激振力作用下產生強迫振動，當激振力的頻率等于葉片的某階固有頻率時，懸空葉身的振幅就急劇增加，這時葉片受強迫振動進入共振狀態。在這種狀態下，葉片的振型節線附近能產生較大致命的交變應力，通過控制應力大小和循環周數可以對葉片的質量進行比較全面的綜合性考核。

2.1 夾緊力矩的確定。在一階彎曲頻率下,逐步改變夾緊力矩,測定葉片頻率與夾緊力矩的關系, 規定夾緊力矩P=（1～1.2）×PMIN，PMIN為保證穩定激振和共振條件下的最小夾緊力矩，通過試驗確定夾緊力矩為80N·m。每次裝夾葉片時，使用扭矩扳手來控制夾緊力矩的大小。

2.2 最大應力點的確定。隨機抽取4件葉片，在同一激振水平下進行第一階固有振型下葉身的表面應力試驗。應變片的粘貼嚴格按工藝規程要求進行，應變片引線采用三線制，以減少信號干擾。根據試驗數據繪制沿葉高方向的應力分布曲線，確定最大應力點位置在葉背內緣板距葉根5mm處。

2.3 葉片應力監視。在葉片振動疲勞試驗中, 測量振動應力的方法有2種：1種是利用應變片監測應力；另1種是通過讀取葉尖振幅值來監測應力。由于應變片在高應力水平、長時間振動后易受焊點斷開、粘貼膠振動脫開等因素的影響，故采用振幅監測法。葉片近似看成等截面懸臂梁，由理論力學相關知識可知振動應力水平與梁端振幅和頻率之乘積成正比。

圖1 S-N曲線圖

2.4 應力與振幅關系測試。隨機抽取3件葉片，在應力最大點處，粘貼兩片測試應變片，做應力與振幅對應關系試驗，試驗中調整振動臺激勵，讀取不同激勵下的應力數據及對應的振幅值并記錄。利用最小二乘法擬合，得出全幅值。

3 疲勞極限試驗。

整個試驗采用正弦激勵，以2×107循環為試驗基準，將26件葉片分成七個應力水平完成。控制振幅達到給定應力水平的80%時開始記錄，然后再精調至給定的應力水平。在整個疲勞試驗過程中，嚴格監視葉片的振幅保持穩定，發生瞬時過載要記錄，如果長時間過載試件將作廢。

在試驗過程中，將葉片一階彎曲振型下的振動頻率下降1%作為試件產生宏觀裂紋的標志，然后調整葉片的共振頻率，直至下降達到5%時，停止試驗，取下葉片檢查裂紋。應力水平一般由最高應力開始，逐級降低應力水平，記錄在各級應力水平下的疲勞壽命，直到完成全部試驗為止。越接近疲勞極限，應力間隔應越小。當應力水平為320 MPa時，有6件葉片通過了2×107循環次數的考核。根據各應力水平下測得的疲勞壽命N,以應力水平S為縱坐標，以lgN為橫坐標，將各數據點畫在坐標紙上，用曲線連接各點，即可得到S-N曲線，如圖1所示。

4 結論

（1）由試驗結果確定葉片疲勞極限值為320 MPa，而材料疲勞極限值為285 MPa，滿足設計要求。（2）葉片裂紋沒有出現在葉背的最大應力點位置，而是在進氣邊靠近外緣板的葉根處，表明該處應力集中系數較大，建議在葉片加工過程中應注意倒圓的圓弧大小和表面質量。（3）疲勞極限試驗結果為該級靜子葉片的結構改進和工藝優化提供重要參考數據。

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[2]錢軍良，等．某機靜葉振動疲勞試驗研究[J]．測控技術，2008增刊（27）：62-64．

[3]萬利，等．某型發動機壓氣機第1級整流葉片疲勞試驗研究[J]．航空發動機，2009（35）：15-16．

TG14

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