寧智軼，杜少輝，韓清凱，王洪斌

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.大連理工大學機械工程學院，遼寧大連116024）

模擬葉片氣激及涂層阻尼減振有效性研究

寧智軼1，杜少輝1，韓清凱2，王洪斌1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.大連理工大學機械工程學院，遼寧大連116024）

針對航空發(fā)動機葉片高階振動及阻尼涂層減振有效性的試驗驗證問題，通過構(gòu)建旋笛式高頻氣激試驗器，對單個非旋轉(zhuǎn)葉片進行氣體激振試驗研究，同時完成有無涂層阻尼葉片在高頻氣激下的振動響應對比試驗。結(jié)果表明：氣動激振可以使葉片處于高應力工作狀態(tài)，施加阻尼涂層是1種有效抑制振動響應的手段；氣體激振測頻結(jié)果與A N SY S計算、振動臺測頻結(jié)果基本吻合，說明氣體激振不僅可以完成振動特性試驗，而且可以通過調(diào)節(jié)氣壓和流量來控制激振力的大小，以此來控制振幅并完成振動疲勞試驗。

葉片；高頻振動；高階振動；阻尼涂層；氣體激振；阻尼減振；航空發(fā)動機

0 引言

在航空發(fā)動機工作過程中，葉片振動應力過大會導致葉片發(fā)生高周疲勞失效，周期性尾流激振是葉片產(chǎn)生高循環(huán)疲勞（High Cycle Fatigue,HCF）的主要原因。隨著航空技術(shù)的不斷提高，葉片變得更輕更薄，這就導致葉片在發(fā)動機工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)可能發(fā)生共振，特別是高階振動無法完全避開[1-4]。因此，需要研究改變構(gòu)件振動模態(tài)、提高構(gòu)件疲勞強度、改變激振因素或降低激振力，從而降低構(gòu)件響應的動應力水平。氣體激振在國外已是1種成熟且有效的試驗手段，國外很早就開展了高頻氣固耦合試驗研究，RR公司在20世紀70年代成功研制了氣體激振試驗器，可用于壓氣機（風扇）葉片葉根振動磨損研究及進行批量葉片振動疲勞試驗[5]。對于單個葉片的高頻、高階振動試驗，常規(guī)的電磁振動臺激勵頻率和激振力都有局限性，而脈沖氣流激振即旋笛式氣激試驗器是1種有效的解決途徑[6-7]。

本文通過建立旋笛式氣激試驗器進行葉片高頻高階激振試驗，對氣體激振的原理及可行性進行驗證；研究葉片表面附著黏彈性阻尼涂層減振方案的有效性，以此提高葉片抗高周疲勞的能力。

1 旋笛試驗系統(tǒng)的建立

單個葉片的高頻氣激試驗需要連續(xù)的脈沖氣體對葉片表面施加激勵力，為此設(shè)計旋笛式氣激試驗器，如圖1所示。其基本工作原理為：通過馬達帶動軸高速旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)盤周向均布圓孔，當其轉(zhuǎn)動時，圓孔經(jīng)過氣嘴間歇地噴出高速氣體，形成一定脈沖的高壓高速氣體，間斷地打在葉片上，當激振氣體的頻率等于葉片的固有頻率時，即發(fā)生共振。旋笛試驗器旋轉(zhuǎn)盤上的孔數(shù)與激振頻率直接相關(guān)，且孔的面積與激振能量成正比。

圖1 旋笛試驗器

激振頻率

式中:n為孔數(shù)；N為轉(zhuǎn)速。

根據(jù)式（1），設(shè)計了30個孔的旋轉(zhuǎn)盤（如圖2所示），孔的總面積約為1908 mm2。

假設(shè)馬達轉(zhuǎn)速為10000 r/min，則激振頻率最高至5000 Hz，激振頻率控制精度為0.5 Hz?？稍O(shè)計不同孔數(shù)的盤，以滿足激振頻率及頻率精度的需求。

以旋笛試驗器為主體建立氣激試驗系統(tǒng)。在系統(tǒng)以氣渦輪驅(qū)動，而沒有選擇電機驅(qū)動，是由于氣渦輪可精確控制轉(zhuǎn)速，在壓力及流量穩(wěn)定的情況下，轉(zhuǎn)速即使達到5000 r/min，其控制精度仍達±1 r/min，從而實現(xiàn)激振頻率的精確控制，對試驗十分關(guān)鍵。同時試驗系統(tǒng)還配備了穩(wěn)壓裝置（減壓閥），以保證管路中的壓力恒定，方便觀察激振壓力并維持氣馬達轉(zhuǎn)速穩(wěn)定。試驗系統(tǒng)原理如圖3所示，系統(tǒng)組成如圖4所示。

圖2 旋轉(zhuǎn)盤

圖3 氣渦輪驅(qū)動旋笛試驗系統(tǒng)原理

圖4 氣渦輪驅(qū)動旋笛試驗系統(tǒng)

2 模擬葉片氣激振動試驗

2.1 氣嘴孔大小、激勵位置及角度對激勵效果的影響

（1）待供氣后，將減壓閥2打開調(diào)至0.5 MPa（激振氣壓），試驗中分別選取6種口徑的氣嘴，氣嘴距葉片距離均為8 mm（激振能量充分），其激振效果見表1。

表1 氣嘴孔大小對激振效果的影響

表2 激勵氣壓對激勵效果的影響

（2）試驗中選取6 mm口徑氣嘴，激勵氣壓對激勵效果的影響見表2。

（3）試驗中對激勵位置進行比較，發(fā)現(xiàn)激勵葉尖、葉尖中部及改變氣嘴方向與葉片夾角 （越接近直角，激勵效果越好）對激勵效果影響不大。2.2 固有頻率測試結(jié)果

試驗中選取3種模擬直板葉片作為試驗件，分別為模擬直板葉片Ⅰ(材料A3，葉身厚度為2 mm)、Ⅱ(材料A3，葉身厚度為1.5 mm)、Ⅲ(材料TC4，葉身厚度為2 mm)。在旋笛試驗器上選擇30個孔的旋轉(zhuǎn)盤（激振頻率為模擬葉片的1階固有頻率，是轉(zhuǎn)速的2倍），激勵氣壓為0.5 MPa，緩慢調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，可實現(xiàn)對模擬葉片的掃頻激勵，通過調(diào)節(jié)減壓閥來控制壓力及流量的恒定進而保證轉(zhuǎn)速的穩(wěn)定性，并利用轉(zhuǎn)速表實時監(jiān)測旋轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)速。

采用電渦流位移傳感器在葉尖中部測量，經(jīng)數(shù)采系統(tǒng)并利用B&K軟件完成頻譜分析，所測得的模擬葉片振動電壓信號響應具有周期性特點。模擬直板葉片Ⅲ的時域、頻域響應結(jié)果如圖5所示。

圖5 模擬直板葉片Ⅲ在氣激作用下的時域頻域響應

利用旋笛激振器掃頻激振，測得3個模擬葉片的固有頻率。同時，與振動臺掃頻激勵測得的模擬葉片固有頻率和用有限元法計算得到的結(jié)果進行了對比，表明試驗結(jié)果具有合理性。3種葉片測頻結(jié)果對比分別見表3～5。

表3 模擬葉片Ⅰ測頻試驗結(jié)果對比

表4 模擬葉片Ⅱ測頻試驗結(jié)果對比

表5 模擬葉片Ⅲ測頻試驗結(jié)果對比

以模擬葉片Ⅲ為例，其前3階振型分別如圖6～ 8所示。

由此可見，在固夾邊界條件一致的情況下,與傳統(tǒng)模態(tài)試驗和振動特性試驗相比，氣體激振也能完成測頻及振型的試驗目的，只要激振頻率穩(wěn)定，葉片的振動疲勞試驗也可以實現(xiàn)，而其在激振力方面優(yōu)勢明顯。

3 阻尼減振有效性試驗

圖6 第1階振型

圖7 第2階振型

圖8 第3階振型

在模擬葉片Ⅱ、Ⅲ的單面和雙面分別附著阻尼涂層，在旋笛試驗器上進行減振性對比試驗。

阻尼層的厚度分別取0.10、0.05 mm，由阻尼材料和隔離紙組成。對于模擬葉片Ⅱ、Ⅲ，分別測得在單面和雙面附著阻尼層時第1階彎曲振動的位移響應。所測數(shù)據(jù)見表6。

表6 模擬葉片附著阻尼涂層的測試結(jié)果

試驗結(jié)果表明：對于模擬葉片Ⅱ，涂層厚度為0.10 mm時，一面貼阻尼的振幅比無阻尼的減小93.6%；涂層厚度為0.05 mm時，一面貼阻尼的振幅比無阻尼的減小87.5%。對于模擬葉片Ⅲ，涂層厚度為0.10 mm時，一面貼阻尼的振幅比無阻尼的減小97.1%；涂層厚度0.05 mm時，一面貼阻尼的振幅比無阻尼的減小96.8%。對于直板葉片，0.10 mm的阻尼可以明顯抑制振動，單面貼阻尼層已經(jīng)能達到很好的效果。

表7 有無阻尼涂層模態(tài)阻尼對比

以模擬葉片Ⅲ為例，選用涂層厚度為0.05 mm的阻尼，阻尼處理前后模態(tài)頻率和模態(tài)阻尼的對比見表7。

從表7中可見，添加阻尼涂層后，模態(tài)阻尼增大，尤其是對于2階頻率，模態(tài)阻尼顯著增大，其減振效果明顯。

4 結(jié)論

（1）旋笛式氣體脈沖激振試驗器可以有效激振模擬葉片。通過控制激振氣壓來調(diào)節(jié)振幅，改變激振頻率可以測定試驗件的固有頻率且具備測量振動疲勞強度極限的能力。

（2）用氣體激振測得頻率結(jié)果接近于振動臺試驗結(jié)果。其誤差產(chǎn)生的原因是采用氣渦輪驅(qū)動負載時還需要穩(wěn)壓罐及精確的流量控制，以保證氣渦輪的穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)速輸出。在高轉(zhuǎn)速下配以一定孔的旋轉(zhuǎn)盤，可實現(xiàn)激勵更高階的振動。在激振氣壓足夠大時，比振動臺具有更大優(yōu)勢。

（3）在模擬葉片上附著黏彈性阻尼涂層的振動試驗表明：阻尼涂層的振動抑制效果明顯，但其抵抗發(fā)動機流道內(nèi)惡劣環(huán)境的能力有待提高。

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Study on Validity of Air-Excited Vibration and Coating Vibration Damping of Simulation Blade

NING Zhi-yi1,DU Shao-hui1,HAN Qing-kai2,WANG Hong-bin1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China; 2.School of Machine,Dalian University of Technology,Dalian Liaoning 116024,China）

Aiming at the experimental verification of the validity ofhigh order vibration and coat vibration damping of aeroengine blade,the air-excited vibration test were studied on single non-rotationally blade by constructing a siren-type high frequency air-excited vibration test rig.The vibration response comparison test with and without damping blade were finished in high frequency air-excited vibration.The results show that air-excited vibration can make the blade in high stress state,damping coat is an effective mean of suppressing vibration response,the results of air-excited vibration are in good agreement with ANSYS calculation and the test results,the air-excited vibration not only complete the test of vibration characteristic,but also control exciting force by adjusting the air pressure and flow to control the amplitude of the vibration and achieve fatigue test.

blade;high frequency vibration;high order vibration;damping coating;air-excited vibration;damping vibration suppression;aeroengine

寧智軼（1984），男，在讀碩士研究生，研究方向為航空發(fā)動機強度與振動。

國防973高階振動項目（613124）資助

2012-12-24