李仙丽，罗乘川，安奕忱，王晓君

(中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

基于遥测技术的发动机涡轮转子叶片动应力测量

李仙丽，罗乘川，安奕忱，王晓君

(中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

根据某型发动机涡轮叶片动应力测量试验要求，提出了一种基于遥测技术的高温动应力测量系统方案，并重点介绍了测量系统组成、工作原理及系统标定。利用该测量系统，成功获取了发动机涡轮叶片动应力数据。整个试验过程中，遥测系统工作正常，表现出良好的冷却效果、电源稳定性和信号频率跟随性。试验结果表明，该型发动机在特定转速区间内存在窄频带共振，振幅水平较高，具有明显的破坏性，结果可信。

航空发动机；涡轮转子叶片；动应力测量；遥测技术；高温应变；动态标定

1 引言

航空发动机由于叶片造型复杂和工作条件恶劣，使得其在研制、生产和使用中，叶片裂断故障最为突出。而发动机实际工作状态下，由于涡轮工作叶片与盘的连接刚性，及离心力、温度和气体力等的影响，致使叶片在旋转状态下的动频(自振频率)与非旋转状态下的静频有所不同[1-3]。因此，为验证设计分析和模型计算结果及获取故障分析数据，必须对发动机转子叶片动应力进行测量。

在叶片动应力测量方面，国外早在上世纪80年代中期就已积累了丰富的经验，试验技术和测试仪器都比较成熟。并于90年代将遥测技术引入发动机试验中，在部分小型发动机上进行了系统集成，目前已实现了遥测系统的微型化、部件化，用于发动机动应力、温度和压力测量[4-5]。国内在发动机部件试验和整机台架试车中，压气机叶片动应力仍普遍采用应变片-引电器-采集系统的方式进行测量[6-7]；但对于涡轮转子叶片，由于其温度高、转速高，且引电器方案需对发动机改动较大、冷却系统复杂等，试验时并未进行动应力测量，这无疑增加了试验风险，同时也缺乏相关故障数据积累，不利于故障分析与设计改进。鉴于此，本文提出一种单点遥测高温动应力测量系统方案，并在国内首次成功应用到航空发动机涡轮转子叶片动应力测量中，为发动机涡轮盘的设计改进提供依据。

2 测试要求

测试指标为：涡轮叶片工作温度800℃，发动机最大稳态物理转速40 000 r/min，频率14 kHz(三阶)，最大可测微应变1 000 με。

采用贴应变片的方法进行涡轮叶片动应力测量，贴片位置在涡轮转子叶片根部。

3 测量系统

3.1 测量系统原理

单点遥测高温动应力测量系统，由高温应变计、应变计引线、单点遥测发射机、单点遥测接收机和数据采集系统等组成，其原理如图1所示。高温应变计信号经发射机中信号调理器处理后，由FM调制后从发射天线输出，接收机将接收到的调频信号解调后输出到动态数据采集系统进行采集。其中，应变计采用工作温度不低于1 100℃的高温应变计，应变计引线采用工作温度不低于1 100℃的铠装高温电缆。

图1 测量系统原理框图Fig.1 Schematic diagram of measurement system

3.2 单点遥测系统

测量系统中最关键的部件是单点遥测系统，其原理如图2所示。单点遥测系统主要分为发射机、接收机和天线三部分，具有体积小、结构和连接简单、测试性能稳定可靠等特点。

图2 单点遥测系统组成框图Fig.2 Single-channel telemetry system composition diagram

3.2.1 遥测发射机

遥测系统发射机安装在发动机涡轮盘轴端轴心位置，供电系统作为电源。其体积小巧，直径22 mm，包括供电系统总长70 mm。其主要原理是使用放大器，对应变片上采集的信号进行放大，然后通过载波发生器将相关载波信息发送给外部接收机。

3.2.2 遥测接收机

遥测接收机安装在旋转部件外部，其主要功能是利用载波放大器接收发生器发送的载波信息，并经鉴频获取应变片试验中需要获取的相关参数，然后输出给后端数据采集处理系统。

3.2.3 遥测天线设计

遥测天线装置作为遥测系统的重要组成部分，起信号接收传递功能。其结构包含天线水冷保护套、天线和铠装热电偶，如图3所示。由于遥测信号发生模块位于发动机轴向中心位置，天线装置接收信号后需穿过900℃的高温燃气，为保证天线正常工作，设计了一个水冷套对其进行保护。为便于试验时测试观察冷却效果，还增加了温度测点。

图3 天线结构Fig.3 Design structure of antenna

3.2.4 供电系统设计

由于测试系统安装位置有限，本设计采用以纽扣电池为核心的供电系统。经试验室验证，单个纽扣电池的供电时间有限，不足以完成一次试验，因此需重新设计供电系统。

单点遥测系统采用工业级锂电池BR1632供电，其容量为120 mA，厚度为35 mm。为增大电池容量，延长遥测系统工作时间，供电系统采用7块BR1632并联，并设计了供电控制装置(采用单片机来实现)，其工作原理如图4所示。电池一旦接通，控制装置开始工作，定时时刻到来时，单片机引脚输出高电平，稳压电源模块输出1.5 V电压，遥测系统开始正常工作。电能供应可保证持续工作5天以上。

图4 供电系统原理框图Fig.4 Schematic diagram of power system

3.3 系统冷却

由于遥测系统的工作温度需控制在80℃以内，才能保证该结构内的电池和发射器正常工作，而该型发动机的轴承腔内温度最高达350℃。为此，引入台架冷气，使轴承腔内温度降至约100℃；主要再采用后轴承腔滑油喷嘴对遥测系统进行喷射滑油的方式，实现遥测系统的二次冷却，将工作温度控制在80℃以内。另外，在供电系统处利用挡板来减少从轴端传来的热量，实现供电系统保护。

3.4 数据采集系统

采用OROS数据采集系统，采集发动机涡轮叶片动应力测量数据。该系统针对声音和振动测试研发，具备强大的数据采集、记录和分析功能；自带NVGate采集软件，能方便进行实时信号处理和数据显示。

采样率选择51.2 kHz，系统带宽20.0 kHz，分析带宽20.0 kHz。采用FFT算法进行数据处理，FFT点数为6 401线。

通过该系统，试验时可实时观测各转速的应变量、不同转速下转子各阶次有无共振，以及共振引起的应变量大小。

试验后期，通过NVGate分析得出涡轮叶片振动应变瀑布图，可清晰直观地确定发动机转子基频各阶次激起的涡轮叶片共振频率及大小，判明叶片在发动机运行转速范围内有无有害共振。

4 系统标定

动态应变标定常用方法为静态电阻模拟法，即通过静态电阻变化产生的应变量等效为动态应变变化量。由于该套遥测系统的发射机，对应变输入信号采用交流耦合方式输入，因此不能输入静态模拟电阻。为此，设计了图5所示的动应变模拟装置来进行动应变的标定[8]。

图5 动应变模拟装置原理图Fig.5 Schematic diagram of dynamic strain simulator

遥测系统收发装置的主要原理如图6所示，遥测系统发射机部分实现了测量和无线发射功能。测量端通过1.5 mA恒流源激励，负载对象为Rload，代表动应变模拟装置。参照动应变范围设计调整RA、RB阻值，通过电子开关进行调制，形成以RA阻值、RA并联RB阻值构成的周期性电阻切换，通过遥测系统发射机对其提供恒流激励，得到负载电阻Rload上的周期性电压方波信号，再由发射机调制转换为频率信号并叠加载波发射，以实现遥测系统动应变标定。

图6 遥测系统收发装置Fig.6 Telemetry system transceiver

由于此方式产生的模拟应变电阻量为方波形式，因此在采集系统中需将方波信号中的基频成分提取出来，换算成等效正弦量值。

5 试验及结果分析

在发动机台架上进行全转速范围内的叶片动频动应力测量，得到叶片的工作动应力水平，判断其是否满足强度规范的要求[9]。

试验中，起动发动机至慢车后，2 min升速至最大推力状态转速；降速时，在共振区略作停留，随后停车。试验过程重复一次。图7为某次试验升速过程中的FFT图谱。可见，峰值345.8 με，频率13 625 Hz，转速34 200 r/min，可判断此时出现了叶片三阶共振。

图7 试验过程中的FFT图谱Fig.7 FFT Spectrum of experiment process

图8为试验的涡轮叶片动应变瀑布图。可见，发动机转子24阶频率激起的涡轮盘叶片二阶、三阶频率振动较为明显。

图8 第二次试验涡轮叶片振动应变瀑布图Fig.8 Waterfall of strain distribution of turbine blades in the second test

从图谱数据和试验数据可以得出：在试验的两次起动升速中，过共振区的转速区域和振动幅值基本一致。升速时在转速33 900 r/min和35 000 r/min时出较大共振区域，降速时在35 300～33 800 r/min时出现较大共振区域，共振由发动机转子24阶频率激起的涡轮盘叶片三阶频率振动产生，动应变幅值最大约为800 με。

6 结束语

整个试验过程中，冷却效果较好、电源工作稳定、信号频率跟随性好、遥测系统工作正常。随后，又对该型发动机进行了不同频率、不同贴片位置的多次动应变测量，测试现象和结论均与此次试验的一致。从试验结果看，该型发动机在特定转速区间内存在窄频带共振，振幅水平较高，具有明显的破坏性。经行业专家深入分析后认为，试验结果可信，该型发动机涡轮盘叶片存在高周循环疲劳裂纹。单点遥测系统在涡轮转子叶片动应力测量中的成功应用，为该型发动机涡轮盘的设计改进提供了依据。

[1]吴大观.不容忽视发动机叶片动应力测量的作用[J].燃气涡轮试验与研究，1996，9(1)：58—62.

[2]吴大观.发动机叶片动应力测量[J].航空科学技术，1996，(3)：3—5.

[3]Mahrenholz B G.An Improved Strain-Gage Signal Condi⁃tioner for Dynamic Stress Measurement[C]//.The 27th In⁃ternational Instrumentation Symposium of the Instrument Society of America.AD-A 254712.San Diego，1991.

[4]DeAnna R G.Wireless Telemetry for Gas-Turbine Appli⁃cations[R].NASA/TM-2000-209815，2000.

[5]Long S A，Edney S L，Reiger P A，et al.Telemetry System Integrated in a Small Gas Turbine Engine[J].Journal of En⁃gineering for Gas Turbines and Power，2012，134(4)：044501-1—5.

[6]吴岳庚，龚寅生，张松林.某压气机叶片动频测量的试验研究[J].燃气涡轮试验与研究，1999，12(4)：58—62.

[7]彭建，刘兵.压气机转子叶片动频动应力测试技术和应用研究[J].燃气涡轮试验与研究，2003，16(1)：10—13.

[8]王萃，张振杰.动态应变模拟方法的研究[J].强度与环境，1994，(1)：59—64.

[9]高庆.某系列发动机压气机转子叶片技术寿命研究[J].航空发动机，2008，34(3)：22—26.

Measuring Technology on Dynamic Stress of Turbine Rotor Blades Using Telemetry

LI Xian-li，LUO Cheng-chuan，AN Yi-chen，WANG Xiao-jun
(China Gas Tubine Establishment，Jiangyou 621703，China)

To meet the aero-engine test requirements,a measurement system of dynamic stress of turbine rotor blades using telemetry in high temperature environment was introduced.System composition,princi⁃ple of operation and system calibration were presented.The blade dynamic stress data were obtained suc⁃cessfully by test,in the course of which,the telemetry system worked well with good cooling effect,stable power output and perfect ability of frequency track.The test results show that the engine has a narrow reso⁃nant frequency band and high level amplitude in a certain range of rotation speed,which is obvious damag⁃ing to the engine structure.The test results is believable.

aero-engine；turbine rotor blade；dynamic stress measurement；telemetry system；high temperature strain；dynamic calibration

V216.2

：A

：1672-2620(2014)06-0053-04

2014-04-15；

：2014-11-27

李仙丽(1984-)，女，陕西咸阳人，工程师，硕士，主要从事航空发动机特种测试技术研究及相关电子产品开发。