朱大巍，祝济之，王新，刘春华

（航天瑞莱科技有限公司，苏州 215129）

引言

叶片是航空发动机的重要部件，疲劳破坏是导致航空发动机叶片出现裂纹及断裂的主要原因之一。航空发动机叶片疲劳试验是发动机改进设计和故障分析的必要环节。航空发动机涡轮叶片的振动疲劳试验一般采用共振方法[1]，采用正弦定频信号激励叶片，频率为叶片共振频率，获得较高的振动响应。此方法要求叶片刚性固持在激励设备上，用榫头或榫齿的安装方式尽量模仿叶片在发动机工作状态时的受力形式。尽管在叶片的共振频率附近，但是某些叶片仍然要求较高的基础激励量级，才能达到设计的应力水平。

解决叶片激励量级不足一般有两种方法：①用附加质量块的方式降低叶片的固有频率，以此来增加激励振幅[2]。“附加质量块”的方式可以使试验顺利的进行，但是叶片应力分布会受到影响。②采用具有振动放大效应的夹具，提高叶片承受的基础激励。具有振动放大特性的夹具已经应用到实际的叶片试验中，姚春斌等[3]采用模态分析方法设计了叶片频率上具有放大效应的夹具并应用到振动疲劳试验中，该夹具通过变动约束位置的方法调整夹具的振动放大频率范围。所设计的放大夹具使用具有较大的工程意义，但是对夹具放大的振动特性分析较少。另外，采用约束位置变动调整夹具频率，在实施过程中具有较多的不确定因素和不可控因素，导致叶片调试困难较多。……