罗莉，黄大永

(1.中国航发商用航空发动机有限责任公司 设计研发中心， 上海 200241) (2.上海商用飞机发动机工程技术研究中心， 上海 200241)

0 引 言

航空发动机的涡轮转子叶片在工作过程中承受离心力、高温、气动压力，涡轮叶片经常会由于过大的振动应力导致高周疲劳断裂，从而导致发动机失去推力。目前主要通过转子叶片调频或者安装干摩擦阻尼等方式降低叶片振动的高周疲劳风险，避免高压涡轮转子叶片在工作过程中产生不可接受的振动应力。然而调频和阻尼装置设计均需要获取转子叶片的振动特性和振动水平。通常采用两种方式对高压涡轮转子叶片的振动特性和振动水平进行测试研究。一种方式是叶片处于静止状态，采用夹具固定或者预紧的方式，测量叶片榫头固定时高压涡轮转子叶片的振动特性，通过振动台、激振器等施加叶片振动激励，测量高压涡轮叶片所能承受的振动应力极限；另一种方式是在核心机或者整机试验中，测量高压涡轮叶片的实际振动特性和应力水平。前一种试验转子叶片的安装形式和约束刚度通常和发动机实际情况存在差异，振动特性测量结果存在误差。林垲等、范秀杰等分别对涡轮叶片在夹具固定安装和非旋转状态下开展试验，但无法模拟真实的叶片离心力状态，获取的叶片频率偏低。后一种试验在整机上开展，这类试验能反映叶片振动的真实结果，但往往要等核心机或者整机设计和试制全部完成以后才能开展试验，存在设计反复的风险，时间和经济成本较高。……