发动机叶片的固有频率测试分析
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摘 要：叶片具有造型复杂、承受较高负荷和温度的特点，是引起航空发动机运行故障的主要器件，在發动机朝向高性能、长寿命发展的过程中，叶片使用的安全性和可靠性问题引起了人们的进一步关注。中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司发动机叶片的固有频率测试技术和先进的有限元计算方法，并以固有频率变化率和损伤位置作为基本参数，一套航空发动机转子叶片结构完整性评定方法，经过验证发现计算结果达到了令人满意的状态。
关键词：发动机 叶片 固有频率 测试 有限元计算方法 完整性评定
中图分类号：TP274 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2020）02（c）-0067-02
叶片是整个叶轮机中的重要组件，在运作的时候一般会受到较高离心负荷、气动负荷、振动变交负荷的影响，由此出现故障，以中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 研发的航空发动机为例，在调查研究之后发现在强迫振动频率和叶片固有频率相同时就会因为共振的发生而破坏叶片。为此，文章借助先进的技术形式和技术手段就发动机叶片的固有频率测试问题进行探究。
1 发动机叶片的固有频率测试
1.1 测试依据
在发动机叶片的固有频率测试工作中应用了YZP-2型叶片疲劳试验自动控制仪，整个设备在使用的时候具备频率跟踪、数据报警定位、恒幅控制等功能作用，借助叶片固有的频率来作为主要振动信号，由电涡流传感器来拾取振动产生的电信号，将识取的电信号来作为整个系统的信号源。压气机的振荡频率由叶片固有频率决定，通过对固有频率的调节能够提升整个激振系统的稳定性[1]。
1.2 测试系统
叶片的固有频率测试系统基本上由四个部分共同组成。第一，夹具系统。夹具系统主要是用来夹持叶片，因而整个系统本身要具备足够 刚性。第二，激振系统。激振系统包含功率放大器、直流励磁线圈、电容箱等。在激振系统的作用下能够促使叶片在交变电磁力的作用下产生振动。第三，控制系统。整个叶片的固有频率测试系统的控制系统包含恒福控制仪器、功率放大器、电容箱、振动位移测量仪等，在控制系统的作用下能够确保叶片在恒幅条件下完成共振。第四，测量系统。测量系统主要由频率计、示波器、读数显微镜、闭路电视等共同组成，在测量系统的作用下能够控制叶尖的振动幅度[2]。
2 发动机叶片的损伤模式
2.1 疲劳断裂失效
疲劳性的断裂失效是中国航发沈阳黎明航空发动机转子叶片中常见的一种失效模式，在出现这种情况之后会对整个航空发动机的稳定运行带来不利影响。从发展实际情况来看，转子叶片疲劳断裂失效 主要原因是离心力叠加弯曲应力作用过大，而这种现象的出现深受振动环境、振转共振、弯曲振动强度的影响。
2.2 外物损伤失效
在飞机处于起飞状态、降落、低空飞行时候时候受飞机进气流吸引力的影响，沙尘、石块、飞鸟、金属碎片、冰块等物质很容易被吸入发动机气流通道内部，影响发动机前端风扇、压气机叶片部件的运作，由此对压气机的结构和性能产生了十分不利的影响，严重的情况下还会使得飞机叶片出现断裂失效，出现比较严重的飞行事故[3]。
2.3 腐蚀失效
在制造发动机叶片 的过程中虽然采取了一系列表面防腐蚀措施，但是在使用一年之后，叶片表面的防腐蚀涂层会日渐稀少，最终都被腐蚀。被腐蚀的发动机，在工作的时候，气流中的腐蚀介质会高速冲刷叶片表面，对整个叶片造成更深入的腐蚀性损伤，在停止状态的时候腐蚀性大气环境也会对发动机的叶片造成新的损伤。
3 发动机叶片固有频率的有限元计算
ADINA84是当前世界上有名的有限元分析程序，被人们广泛的应用到结构静力学和动力学的分析中。有限元分析的计算模型如下所示：第一， 单元类型。对压气机叶片一共拥有三个单元类型可以被人们选择，具体包含梁单元、体单元和壳单元。在具体应用的时候，梁单元制作比较粗糙、精准度水平不达标;体单元对网络粗细有着较高的要求[4]。同时，各个单元在三个方向上的尺寸比例不能过大，因为较大的比例往往需要较长的计算时间和计算成本。在综合考虑多种因素之后文章选择了8节点40个自由度的超参数壳元，在考虑横向剪切效应的情况下能够有效模拟出复杂叶片的形状和模式。第二，计算模型。叶片被划分为56个基本单元和199个节点。第三，边界条件。取叶片根部作为固定支持端。经过计算分析之后发现，二级叶片一阶段固有频率在225～253Hz之间。
4 发动机叶片结构完整性的表述和综合评定方法
4.1 合理选择评定参数
发动机叶片容易出现的结构性损伤检测包含四种，一种是判断结构内部是否会出现损伤。第二种是判断结构损伤是否真实发生，如果发生需要获得损伤的具体位置。第三种是确定损伤位置之后来判定出损伤的程度。第四种在以上判定基础上评估损伤对整个系统结构的影响[5]。
结构损伤的第一表现是裂纹的出现和扩展，伴随损伤的严重还会影响整个系统运作 安全性和稳定性。振动诊断是现阶段广泛应用一种先进诊断技术，在这一技术的作用下能够精准的分析损伤部位。在对发动机叶片结构实施振动诊断的时候需要了解固有频率、模态、频响函数、振型特点等信息。 4.2 叶片结构完整性表述方法
发动机叶片完整的结构必须保证在设计寿命或者规定检修周围内的任意时刻，结构实际应力要小于结构的实际抗力，且在结构的外物损伤、腐蚀、裂纹等损伤出现之后，发动机叶片能够满足规定功能要求的基本能力。
在损伤形式所引起的损伤超过疲劳缺口系数kf=3的缺口所引起的损伤时，叶片结构的完整性也会被破坏。定义当前状态下结构完整性SI为0，叶片在没有出现损伤时，定义结构完整性SI为1。为了能够更好的测量、描述发动机叶片结构的完整性，在测量的时候会引入损伤度的概念，将叶片出现损伤后损伤位置疲劳缺口系数定义为Kf，损伤度定义为D=（Kf-1）/2。由此证明发动机叶片结构完整性和损伤度具备如下关系：SI=1-D。伴随损伤在叶片上相对位置的变化，各个阶段固有频率的变化趋势也会呈现出不同的特点。
4.3 叶片结构完整性的评定
第一，在评定之前需要确定叶片的大小，之后按照无损检测方法要求确定损伤的类型、形状、位置和尺寸等信息，了解损伤部位没有损伤时的应力变化。第二，需要全面了解叶片材料的基本性能参数信息，具体包含应力集中敏感度、弹性、密度以及缺陷参数。第三，确定叶片的损伤度和叶片结构完整性。
5 结语
将测试结果和计算结构进行综合比较分析发现测试数值和计算数值处于一种吻合的状态，只有四个叶片固有频率测试的计算数值较低，而出现这种现象的原因是在对叶片固有频率测试的时候，先应用的是表现质量较好的，后面四个叶片 质量出现了缺陷，最终导致固有频率测试数值降低。但是总体上的叶片测试 结果和计算结果保持在了一致的状态，由此证明叶片固有频率测试计算方法和分析方法正确，为日后航空发动机叶片的设计和寿命延伸提供了重要理论支持。
参考文献
[1] 邹世坤，曹子文，杨贺来.激光冲击处理发动机叶片的固有频率测试[J].中国机械工程，2010（6）：22-25.
[2] 陈铁锋，金赛英.一种单向无迭代航空发动机风扇叶片调频方法[J].装备制造技术，2017（5）：16-18.
[3] 马利丽，何立強，任伟峰.航空发动机自由涡轮叶片裂纹故障分析[J].航空发动机，2018，44（6）：58-62.
[4] 刘美茹，朱靖，梁恩波，等.基于叶尖定时的航空发动机压气机叶片振动测量[J].航空动力学报，2019，34（9）：1895-1904.
[5] 刘涛，范秀杰，经留洋.某发动机转子叶片应力分布试验研究[J].科技创新与应用，2017（15）：147.
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