Page 76 - 理化检验-物理分册2024年第十期

吴 琼，等：一种航空发动机转子叶片振动特性及疲劳试验方法

温下的3阶频率，并采用半功率带宽法计算了对应的 进行试验，用单点激励、多点响应的方式，得到叶片
阻尼比，结果如表2所示。采用非接触式激光测振仪 1阶实测振型 （见图4）。

表2 前3阶固有频率及1阶模态阻尼比
项目 1阶固有频率/Hz 2阶固有频率/Hz 3阶固有频率/Hz 1阶模态阻尼比（半功率点法）/%
测点1 340.85 728.20 807.42 0.154 7
测点2 341.36 727.11 822.66 0.154 6
测点3 343.74 719.92 814.84 0.154 6
测点4 343.24 720.39 818.75 0.253 4
测点5 343.60 725.00 828.83 0.252 7
测点6 341.56 721.33 801.17 0.266 9
测点7 347.13 710.00 810.16 0.112 5
测点8 345.70 724.84 814.84 0.126 5
测点9 342.80 726.48 803.12 0.154 6
测点10 343.04 707.42 820.70 0.154 8
最大值 347.13 728.20 828.83 0.266 9
最小值 340.85 707.42 801.17 0.112 5
平均值 343.302 721.069 814.249 0.178 5
理论值 338 716 824 —

表3 叶片振动疲劳试验结果
叶片编号 1阶固有频率 /Hz 疲劳寿命/周次 监控点振幅/mm
7
1 340.85 1.43×10 13.304
7
2 341.36 3.00×10 12.280
5
3 343.74 6.75×10 13.769
7
4 343.24 1.69×10 12.204
5 343.60 1.73×10 7 12.932
6 341.56 3.00×10 7 10.969
7 347.13 3.00×10 7 11.419
图 4 实测 1 阶振型模拟图
8 345.70 5.34×10 6 12.007
由以上结果可知，叶片的理论和实测固有频率 9 342.80 4.40×10 6 11.493
相近，振型一致。1阶固有频率理论和实测固有频率 10 343.04 3.00×10 7 10.734
偏差不超过1.57%，2阶固有频率理论和实测固有频
率偏差不超过0.71%，3阶固有频率理论和实测固有 4 结论
频率偏差不超过－1.18%。 （1）叶片的理论和实测固有频率相近，振型一
3.2 疲劳强度测试结果 致。1阶固有频率理论和实测值偏差不超过1.57%，
根据应变-振幅两者拟合公式计算试验应力水 2阶固有频率理论和实测值偏差不超过0.71%，3阶
平下监控点的振幅。采用闭环控制方式，实时测量 固有频率理论和实测值偏差不超过－1.18%。
叶片振幅并反馈给振动控制仪，由控制仪根据反馈 （2）根据模态分析结果在叶片应力极值位置及
信号，自动调整对振动台控制信号的输出，确保叶片 附近区域安装应变片，以应变数值最大的应变片进
始终在共振状态下和规定振幅下进行测试。当叶片 行线性度标定，线性相关系数达到0.999 9，试验中
振动频率下降超过1%时， 终止试验，记录试验数据。 采用控制振幅的方法能够间接、有效地控制考核部
采用应力升降法对10件叶片进行振动疲劳试验，试 位的应力水平。
验结果如表3所示。 （3）在正弦驻留试验模式下，保证控制通道的激
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