发动机叶片及材料振动疲劳试验方法_
平板叶片非线性振动及疲劳试验
平板叶片非线性振动及疲劳试验李思路;程礼;刘景元;鲁凯举;许煜【摘要】针对航空发动机压气机叶片掉角故障,提出了一种采用方形平板试件弯扭复合共振开展试验研究的方法,研究了试件非线性振动特性及振动疲劳试验方法.结果表明:叶片模拟试件存在十分复杂的"软硬化并存"非线性特征,对试件开展振动疲劳试验产生重要影响;由于非线性原因振幅具有明显的突跳现象,须使激振频率稍小于曲线峰值频率以保持振动状态的稳定;为了更精准地确定试件裂纹出现节点,在进行疲劳试验时针对试件制定裂纹判定标准;利用制定的裂纹判定标准可成功确定疲劳强度,验证了裂纹判定标准的有效性和可行性.%Aiming at the problem that fracture of blade exists in the aero-engine compressor,this paper proposes a testing methodology by using composite bending-torsional resonance of the square plate testing specimen,and researches on nonlinearity vibration characteristic and vibration fatigue testing method of the specimen . The results show that simulated testing specimens have quite complicated nonlinearity characteristics of softening and hardening to seriously impact on vibration fatigue testing of the specimen .And the phenome-non of amplitude jumping is obvious because of nonlinearity,driving frequency must be slightly less than peak frequency to maintain vibration stability .In order to accurately determine testing specimen crack ap-pearingnode,crack criterion is developed .Fatigue strength can be accurately determined by the developed crack criterion,and the test and the verification show that the crack criterion is valid and feasible .【期刊名称】《空军工程大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2017(018)005【总页数】6页(P1-6)【关键词】叶片模拟试件;弯扭复合共振试验;非线性振动;裂纹判定标准;疲劳强度【作者】李思路;程礼;刘景元;鲁凯举;许煜【作者单位】空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;先进航空发动机协同创新中心,北京,100191;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038【正文语种】中文【中图分类】V232.4航空发动机(下文简称发动机)压气机叶片疲劳断裂属多发故障,严重影响发动机甚至飞机正常运行安全[1]。
一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具[发明专利]
![一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/83fab902b80d6c85ec3a87c24028915f814d844e.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202011226624.7(22)申请日 2020.11.05(71)申请人 中国航发北京航空材料研究院地址 100095 北京市海淀区北京市81号信箱科技发展部(72)发明人 许巍 陈新 杨宪峰 仲朝锋 王亮 何玉怀 陶春虎 (74)专利代理机构 中国航空专利中心 11008代理人 陈宏林(51)Int.Cl.G01M 7/02(2006.01)B25B 11/00(2006.01)(54)发明名称一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具(57)摘要本发明是一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具，该夹具包括夹具(2)、支撑框架(3)、压力传感器(5)、施力螺栓(6)、步进电机(7)、激光位移传感器(8)和振动控制仪(9)，其中：夹具(2)用于夹持叶片(1)，夹具(2)通过支撑框架(3)固定于振动台激振平面上，步进电机(7)带动施力螺栓(6)旋转并施压于夹具(2)以夹紧叶片(1)，施力螺栓(6)与夹具(2)之间设置有压力传感器(5)以同步测得施力螺栓(6)的下压力，激光位移传感器(8)用于测量振动疲劳试验过程中叶片(1)的振幅。
该夹具可以对叶片根部实现可靠夹持的同时定量给出叶片的夹持力的大小，实现对叶片夹持力的实时监控，避免了由于叶片夹持力的过大或过小而导致的试验无效性，显著提高了叶片振动疲劳的夹持稳定性，提高了叶片振动疲劳试验的可靠性。
权利要求书1页 说明书3页 附图2页CN 112504590 A 2021.03.16C N 112504590A1.一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具，其特征在于：该夹具包括夹具(2)、支撑框架(3)、压力传感器(5)、施力螺栓(6)、步进电机(7)、激光位移传感器(8)和振动控制仪(9)，其中：夹具(2)用于夹持叶片(1)，夹具(2)通过支撑框架(3)固定于振动台激振平面上，步进电机(7)带动施力螺栓(6)旋转并施压于夹具(2)以夹紧叶片(1)，施力螺栓(6)与夹具(2)之间设置有压力传感器(5)以同步测得施力螺栓(6)的下压力，激光位移传感器(8)用于测量振动疲劳试验过程中叶片(1)的振幅。
用模态分析测定发动机叶片振动特性
用模态分析测定发动机叶片振动特性作者：杨伟来源：《科学与财富》2011年第09期[摘要] 本文主要介绍了利用模态分析的方法，对发动机叶片进行振动特性分析。
重点介绍了利用锤击法测定某发动机1级涡轮叶片的模态参数。
详细分析了在模态试验中的各项工作以及容易引起测量误差的地方，并结合试验总结了一些在模态分析中的经验教训。
[关键词] 模态分析锤击静频振型传递函数固有频率激励一、前言在发动机的生产、研制和使用中，必须测定叶片振动特性参数。
叶片振动特性参数通常是指：叶片的静频、振型、阻尼和振动应力等。
用锤击法作结构振动的模态分析是近年来迅速发展起来的。
对叶片做锤击振动试验，首先要在叶片的叶身部分划线确定敲击点。
由于敲击点信息在数据处理后可以反映该点的振动位移，所以最好要避开节线。
一般情况下用锤击法作叶片静频参数测定，如单求频率和阻尼时，只要敲击一点并只测一点响应即可。
二、模态理论简述由振动理论可知：一个线性振动系统，当它按自身某一阶固有频率作自由谐振时，整个系统将具有确定的振动形态（简称振型或模态）。
所谓振动模态分析法，就是利用系统固有模态的正交性，对通常所选取的物理坐标进行线性变换，这个用模态坐标和模态参数所描述的各个独立方程，称为模态方程。
【1】模态分析的首要任务是要求出系统各阶的模态参数（例如系统的固有频率和振型；模态质量或模态刚度，以及模态阻尼等）。
一个具有N个自由度的线性振动系统，若不计及阻尼的影响，则其自由振动的运动微分方程的一般形式可以表示为：因此模态试验的目的是为模态参数识别提供可靠的频率响应函数或脉冲相应函数【1】。
三、模态试验模态试验测试系统主要由以下几个部分组成：激振部分、信号测量与数据采集部分、信号分析和频响函数估计部分。
3.1结构的安装进行模态试验的结构在实际的工作环境中，总处于一定的约束状态。
设置试验时，选择结构的支承方式首先考虑是否模拟其真实的约束状态。
通常用一种非常柔软的悬挂系统将被试结构支承起来，以模拟自由支承。
航空发动机叶片振动特性试验研究
航空发动机叶片振动特性试验研究杨文鑫;蔡增杰;陆锦斌;王彦芳【摘要】目的通过理论计算和试验验证获得航空发动机叶片一阶弯曲振动频率,并在一阶弯曲振动模态下获取叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系.方法利用有限元分析软件对叶片进行模态分析,得到叶片的一阶弯曲振动频率.在振动试验系统上,通过扫频试验验证叶片发生一阶弯曲共振的频率,对叶片进行高应力振动试验.结果叶片一阶弯曲振动频率理论计算值为3584 Hz,实验值为3286 Hz,误差为8.31%,满足工程误差小于10%的要求.叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系为σ=1.8759 af.结论得到了叶片的一阶弯曲振动频率以及叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系.%Objective To obtain aeroengine blade first-order bending vibration frequency and the relationship between the stress of the blade and the natural frequency of the blade and the amplitude of the blade, through theoretical calcula-tion and experimental verification. Methods Finite element analysis software was adopted for modal analysis of blade, the first-order bending vibration frequency was obtained, and the first-order bending vibration frequency of blade was veri-fied by the frequency sweep test on the vibration test system; then high stress vibration test was carried out. Results The theoretical calculation value of blade bending vibration frequency was 3584 Hz, and the experimental value was 3286 Hz, the error was 8.31% and the requirement of less than 10% of engineering error was met. The relationship between the stress of the blade and the natural frequency of the blade and the amplitude of the bl ade was σ=1.8759 af.Conclusion Thefirst-order bending vibration frequency of blade and the relationship between stress of blade and the natural frequency of blade and the amplitude of blade are obtained.【期刊名称】《装备环境工程》【年(卷),期】2018(015)002【总页数】4页(P84-87)【关键词】叶片;模态分析;振动试验;振动特性【作者】杨文鑫;蔡增杰;陆锦斌;王彦芳【作者单位】青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛 266109;青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛 266109;青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛266109;青岛苏试海测检测技术有限公司,山东青岛 266109【正文语种】中文【中图分类】TJ07;TH122航空发动机叶片受力复杂，工作环境严酷，叶片振动疲劳损伤故障是整个发动机故障的主要故障模式[1-2]。
hb 5277 发动机叶平及材料振动疲劳试验方法
hb 5277 发动机叶平及材料振动疲劳试验方法HB 5277 发动机叶片及材料振动疲劳试验方法发动机是现代机械工程中重要的动力装置，而发动机叶片及其材料的振动疲劳试验方法对于发动机的设计和性能提升具有重要意义。
本文将介绍和探讨HB 5277 发动机叶片及材料振动疲劳试验方法的应用和要点。
一、引言发动机是实现燃烧能源转换为机械能的装置，而发动机叶片作为发动机的重要组成部分，其性能和可靠性直接关系着整个发动机系统的工作效率和寿命。
因此，对发动机叶片及其材料进行振动疲劳试验具有重要意义，可以评估其性能和可靠性，为发动机的设计和改进提供科学依据。
二、HB 5277 发动机叶片及材料振动疲劳试验方法的原理和步骤HB 5277 是一种专门应用于发动机叶片及其材料振动疲劳试验的标准方法，其原理和步骤主要包括：1. 试验样本的准备：选择符合规范要求的发动机叶片样本，对其进行标准化处理，包括尺寸加工、表面清洁等。
2. 制备试验平台：按照标准要求，设计并制作适合的试验平台，确保叶片样本能够在振动疲劳试验中获得合适的载荷和频率。
3. 振动载荷的施加：根据试验要求，选择适当的振动载荷，并将其施加到叶片样本上，记录实时振动信息。
4. 振动疲劳试验：根据规定的振动载荷和时间，对叶片样本进行振动疲劳试验，记录试验数据，包括振动变形、频率响应等。
5. 试验数据分析：对试验数据进行分析和处理，包括振动模态分析、疲劳寿命预测等，以评估叶片样本的性能和可靠性。
三、HB 5277 发动机叶片及材料振动疲劳试验方法的应用和意义HB 5277 发动机叶片及材料振动疲劳试验方法的应用主要体现在以下几个方面：1. 增强发动机叶片设计的可靠性：通过振动疲劳试验，可以评估发动机叶片在实际工作条件下的振动性能，为叶片设计的优化提供科学依据，提高叶片的可靠性和寿命。
2. 提高发动机系统的工作效率：振动疲劳试验可以发现叶片在振动载荷下的工作特性，通过优化叶片结构和材料，减小振动损失，提高发动机系统的工作效率。
汽轮机叶片振动试验4
汽轮机叶片振动试验一、实验目的1．掌握用自由振动法和共振法测定汽轮机单个叶片的静频率。
2．通过实验，加深理解单个叶片的振动特性及叶根紧力对自振频率的影响。
3．了解本实验系统仪器的使用。
二、基本原理汽轮机叶片是具有多个自由度的弹性体，理论上它具有无限多个自振频率和相应的主振型，叶片受到瞬间激振力后作自由振动时，实际的振型曲线为各阶主振型曲线迭加的结果。
但由于高阶主振型很难激发，其分量随着阶次增高而愈益微小。
故叶片受到瞬时激振作自由振动时的合成振型基本上呈现为最易激发的主振型的振型。
一般来说，由于一阶振型（通常为切向A o型）最易激发，故对于衰减不太快的叶片用自振法便能测定。
图（一）当两个简谐信号分别输入示波器的X及Y轴时，示波器荧光屏上将显示出李沙茹图形。
其道理很简单，在同一平面上的几个分振动不是在一同一个方向上发生，则振动体上的一点运动轨迹是在同一个平面上的封闭曲线。
其绘制方法如下。
如果两个讯号的频率成简单的整数比，则可得到稳定的简单李沙茹图。
若两个频率十分接近但不相等，则李沙茹图形将缓慢移动并交替呈现出不同的形状。
测频时通常将已知（给定）频率信号输入X轴。
振动信号输入Y轴，调节X轴信号频率直至获得稳定的李沙茹图，则被测叶片的频率也就知道了。
更常用的是将两个信号的频率比调至1：1。
使获得最简单的李沙茹图。
如图〈二〉所示即为两个频率比为简单的整数比时的李沙茹图。
对于多自由度的弹性系统。
当一个正弦干扰力F=F o sinpt作用于系统上任意位置时，将产生强迫振动。
若干扰力频率等于i阶自振频率时，会激起i阶共振，振幅出现峰值，其余各阶皆不激起共振性振动，这样就可判断出叶片的自振频率。
由此可见，自振法测频时应得到稳定的李沙茹图；共振法测频时应得到最大的振幅峰值，此时的振动频率才是叶片的固有频率。
图（二）三、 实验方法（一）自振法测试系统如图： 示波仪低频信号发生器橡皮锤叶片减震器图（三）测量时，用橡皮锤断续地敲击被测叶片或叶片组，使其自由振动。
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法杨伟新;李彦;王平【摘要】在某型航空发动机叶片疲劳试验件数量严重不足的情况下,提出一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法-逐级载荷加载法.该方法先以一个相对较低的振动水平对叶片进行激励,然后逐级加大叶片的激励水平,直至叶片出现疲劳破坏,最后获取该叶片的疲劳极限.应用该方法对某型发动机第5级轴流压气叶片进行疲劳试验,有效地获取该叶片的疲劳极限.%Due to the serious shortage of specimens for fatigue test of aero-engine blades, a new fatigue test method for aero-engine blades, called step-by-step loading method, is proposed. Firstly, the blade is excited with a relatively low vibration. Then, excitation level on the blade increases step by step until the blade fails. Thereby, the fatigue limit of the blade is obtained. Practical application in the fatigue test of the 5th-stage axial compressor's blades shows that this method is efficient for obtaining the fatigue limit of the blades.【期刊名称】《噪声与振动控制》【年(卷),期】2017(037)005【总页数】5页(P214-218)【关键词】振动与波;航空发动机叶片;逐级载荷加载法;疲劳试验方法;疲劳极限【作者】杨伟新;李彦;王平【作者单位】中国湖南航空动力机械研究所航空发动机振动技术航空科技重点实验室,湖南株洲 412002;中国湖南航空动力机械研究所航空发动机振动技术航空科技重点实验室,湖南株洲 412002;中国湖南航空动力机械研究所航空发动机振动技术航空科技重点实验室,湖南株洲 412002【正文语种】中文【中图分类】TP206+.3;V23航空发动机叶片是航空发动机最重要的关键部件,随着我国飞机飞行机动性及飞机发动机使用寿命的不断提高,其工作条件越来越严酷[1]。
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法前言：随着时间推移和时代的不断改革创新，国内的社会经济得到了快速的发展，而与此同时，时代发展也对各类社会事业的发展提出了崭新且更高的要求，其中之一就是航空事业。
航空发动机叶片在不断应用过程中会产生疲劳的现象，航空事业快速的发展使得发动机的叶片工作环境变得更加严酷，如果不进行航空发动机叶片疲劳试验会影响到航空发动机的安全运行。
所以，在接下来的文章中就将针对[一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法]进行详尽的阐述，除此之外，还会在文章中提出一定的具有建设性的意见或者对策。
一、新的航空发动机叶片逐级加载法的工作原理新的航空发动机叶片逐级加载法的主要工作原理就是：采用基础位移振动激励手段和共振原理，在技术手段和原理的帮助之下，相关的工作人员就能够对航空发动机的叶片结构试验件施加需要的交变载荷，当获取到振动激励水平之后，其实反映的也就是试验载荷的水平，也就是所谓的疲劳极限值。
在实际的试验过程中，首先需要在一阶弯曲模态频率的情况之下对航空发动机叶片结构进行正弦振动激励，此阶段的激励水平适当即可，这样就能够使得叶片结构产生相应水平的弯曲共振，此时叶身各处也会在这一激励情况之下产生相应的变化，其中包含相应的模态位移、模态应变等等。
在这一过程中，试验件叶身的振动应变相应特性应该符合相关的计算结合，在理想情况之下，在应变叶片中心位置和测试的方向都比较明确的情况之下，叶身表面任何一个位子的振动应变响应都可以代表不同的叶身部位的应变响应实际数值，不同位置的应变响应也需要能够为不同的测试结果提供响应的验证，这也是逐级加载法应用效果比较优秀的主要原因之一。
在实际的航空发动机叶片疲劳试验过程中，试验载荷水平比较低的情况之下，航空发动机试验件叶片中，其当量模态应力水平也应该比较低，此时的最大交变应力实际表现水平也应该比较低，如果试验实际结果不符合这一特点，则说明试验过程存在不合理现象。
除此之外还需要知晓的是，当最大交变应力水平比航空发动机试验件叶片的疲劳极限还要低的情况之下，试验件将会具有无限的寿命，此类的试验过程可以循环多次（1*107）。
hb 5277 发动机叶平及材料振动疲劳试验方法
主题：HB 5277发动机叶平及材料振动疲劳试验方法在航空航天领域，发动机叶平及材料振动疲劳试验是一项至关重要的工作。
具体而言，HB 5277标准规定了一种用于评估发动机叶平及材料在振动和疲劳加载下性能的试验方法。
本文将详细介绍HB 5277标准的试验方法，包括试验流程、参数设定、数据采集与分析等内容。
一、试验对象选择进行试验前需要明确试验对象。
通常包括发动机叶平及相关材料，这些材料需要具有代表性，能够反映实际工作环境下的性能表现。
选择试验对象需要考虑到多种因素，如材料特性、使用范围等。
二、试验设备准备在进行HB 5277标准试验前，需要准备相应的试验设备。
这些设备包括振动试验台、疲劳试验机、数据采集系统等。
试验设备的选择需与试验对象相匹配，以确保试验过程中的准确性和可靠性。
三、试验参数设定在进行HB 5277标准试验时，需要合理设定试验参数。
这些参数包括振动频率、振幅、疲劳载荷等。
合理的参数设定可以有效模拟实际工作条件下的振动疲劳情况，为试验结果的准确性提供保障。
四、试验过程试验过程中需要严格按照HB 5277标准的要求进行。
这包括试验对象的固定、试验参数的设定、试验过程的监控等。
试验过程中需要注意安全性和可控性，确保试验能够顺利进行并得到可靠的结果。
五、数据采集与分析试验过程中产生的数据需要进行及时的采集和分析。
数据采集系统需要能够准确地记录试验过程中的各项参数和性能指标，并能够生成相应的数据报告。
数据分析则需要借助专业的软件和工具进行，以获取准确的试验结果并进行有效的评估。
六、试验结果评估基于数据采集与分析的结果，需要对试验结果进行评估。
这包括对试验对象在振动疲劳加载下的性能表现进行分析和评定。
通过对试验结果的评估，可以为相关材料和部件的设计和改进提供参考依据，同时也能够为工程实际应用提供技术支撑。
七、结论与展望总结HB 5277标准试验的流程和方法，以及试验结果的评估。
展望未来，指出HB 5277标准试验方法的改进和完善方向，为相关领域的研究和应用提供参考意见。
一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法[发明专利]
![一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/56cea0d49a89680203d8ce2f0066f5335a8167da.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201810223573.9(22)申请日 2018.03.19(71)申请人 江苏大学地址 212013 江苏省镇江市京口区学府路301号(72)发明人 李京 周建忠 冯爱新 孟宪凯 孙云辉 孙昀杰 孙奇 (51)Int.Cl.G01M 13/00(2006.01)G01M 7/02(2006.01)(54)发明名称一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法(57)摘要本发明提供了一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置及方法，利用振动加载系统对航空发动机叶片施加振动载荷，采用电感应加热系统对航空发动机叶片进行加热控制，利用三维数字图像相关法检测并分析航空发动机叶片在高温振动载荷下的振动疲劳特性。
本发明利用非接触式光学全场变形测量的三维数字图像相关法，可以适应各个尺度和多种条件下的测量、保证了检测结果的精度性，同时可实现航空发动机叶片在不同温度以及不同频率下的振动疲劳特性的监测，有效保证了实验结果的全面性。
权利要求书3页 说明书6页 附图2页CN 108519225 A 2018.09.11C N 108519225A1.一种航空发动机叶片高温振动疲劳特性的检测装置，其特征在于，包括振动加载系统、电感应加热系统、数字图像采集系统、计算机，振动加载系统包括电磁振动台(1-1)、隔热垫圈(1-2)、螺栓(1-3)、定位块(1-4)、高温夹具(1-5)，定位块(1-4)、高温夹具(1-5)固定在电磁振动台(1-1)上，用于固定振动试样(4)；定位块(1-4)、高温夹具(1-5)与电磁振动台(1-1)之间设置隔热垫圈(1-2)；电感应加热系统包括非接触式温度传感器(2-1)、信号调制系统(2-2)、电感应加热器(2-3)，信号调制系统(2-2)分别与非接触式温度传感器(2-1)和电感应加热器(2-3)相连接；非接触式温度传感器(2-1)设置在振动试样上方5～10cm的位置，所述电感应加热器(2-3)设置在振动试样下方5～10cm位置；数字图像采集系统(3)包括装在三正交运动的摄像平台上的两个CCD高速相机(3-1)、图像预处理单元(3-2)、图像采集器(3-3)，两个CCD高速相机(3-1)位于振动试样(4)表面的上方，且两个CCD高速相机(3-1)互成角度，用于拍摄待测振动试样(4)表面的图像；图像预处理单元(3-2)与CCD高速相机(3-1)相连接，用于对CCD高速相机(3-1)采集的振动试样(4)的表面散斑图像进行降噪与平滑处理；图像采集器(3-3)与图像预处理单元(3-2)相连接，用于采集表层涂覆有散斑涂层(5)的振动试样(4)的表面图像；计算机(6)与图像采集器(3-3)相连接，用于存储图像采集器(3-3)采集的图像，并对图像进行分析与计算，判断振动试样(4)的振动特性；计算机(6)还与信号调制系统(2-2)相连接，用于采集非接触式温度传感器(2-1)测得的振动试样(4)的温度，以及通过信号调制系统(2-2)将加热指令传送给电感应加热器(2-3)。