□ 田 齐 □ 张振宇 □ 李 季

中国航发西安航空发动机有限公司 西安 710021

1 试验原理

叶片是航空发动机的关键件,所处的工作环境十分复杂,会受到较高的离心载荷、气动载荷、高温载荷、声学载荷、机械振动载荷的影响,静动应力均较大。由于振动的影响,叶片往往会产生高周疲劳,引发裂纹,甚至断裂,严重影响航空发动机的安全性。阻尼台常用于提高航空发动机叶片的高周疲劳可靠性,其加工质量及结构设计的合理性对于叶片的可靠性和疲劳寿命而言至关重要。

航空发动机叶片的疲劳寿命和疲劳强度一般需要通过试验方法获取。试验时,利用激振设备使叶片在某阶固有频率下产生共振,从而承受振动应力,达到考核叶片强度的目的。对于在外场使用时出现断裂故障的叶片,往往需要定点考核某些局部位置,因此需要设计合理的试验方案,使载荷准确地加载至预定部位,从而达到故障复现和进行改进验证的目的。

2 故障情况

某型航空发动机风扇叶片在外场使用时发生断裂故障,断口分析后判断原因为疲劳裂纹,起始于叶盆侧阻尼台与叶身转接处。对工艺过程复查后发现,该叶片在进行阻尼台工作面耐磨涂层焊接时,由于工艺参数控制不当,导致阻尼台前缘与叶身转接处发生电击伤,烧伤叶片。为验证电击伤对叶片疲劳强度的影响,需要在振动环境下对正常叶片与烧伤叶片进行疲劳强度对比试验。

3 试验方案

阻尼台位于叶身上半部,根据以往叶片疲劳试验的经验,仅固定榫头在各阶振型下都很难将载荷施加至阻尼台根部,并且很难实现高应力加载,无法对目标位置进行考核。……