一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法技术

本申请属于航空发动机激振试验领域，为一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，通过在三级鼓筒的外壁筒体表面、篦齿根部和篦齿齿尖位置粘贴应变片，进行试验转子装配，而后将模拟涡轮轴头与试验平台对接。通过将特定发动机阶次的激振载荷施加于旋转薄壁鼓筒的三级盘真实叶片上，以振动传递的方式，获得薄壁鼓筒在共振转速范围内的振动响应；而后在三级鼓筒内壁沿周向安装阻尼片，开展第二轮带阻尼状态的薄壁鼓筒旋转激振试验，再次获得薄壁鼓筒在共振范围内的振动响应；通过对比两轮薄壁鼓筒旋转激振试验结果，即可评估当前类型阻尼片对于薄壁鼓筒的振动抑制效果；解决了现有部件旋转激振试验器无法对薄壁鼓筒进行振动特性研究的问题。

【技术实现步骤摘要】

本申请属于航空发动机激振试验领域，特别涉及一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法。

技术介绍

1、航空发动机密封结构被设计用来控制转静子级间气流泄漏，有效的密封可以显著提高航空发动机效率。随着高性能涡轮和压气机的出现，多种设计方法被用来提高航空发动机密封结构效率，例如更高的篦齿长度、更小的叶尖间隙等。但是随之而来的问题就是更高的动态载荷施加在密封结构上，容易引起相关结构的高周疲劳破坏。

2、航空发动机通常在薄壁鼓筒上设计篦齿封严，由于受气流激振的影响，旋转的薄壁鼓筒在航空发动机设计点转速范围内通常会有若干节径/节圆型振动模态被激振，从而引起长篦齿尖端产生裂纹萌生，严重的将会导致裂纹扩展，最后导致薄壁鼓筒破裂。相对于叶片的高周疲劳问题，旋转薄壁鼓筒的高周疲劳问题更难于发现。

3、由于成本问题，试图借助发动机整机试验解决整个高周疲劳问题是不现实的。因此，带激励系统的动态旋转测试台为解决这个问题提供了方法。动态旋转测试台的hcf激励系统包括驱动轴1、设于驱动轴1输出端的激振试验件2、对驱动试验件施加载荷的激振载荷施加装置3以及滑油循环系统本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于：分别在三级鼓筒外壁(26)的筒体表面(24)、篦齿根部(23)和篦齿齿尖(22)各粘贴至少两组应变片。

3.如权利要求1所述的航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于：所述前缘尾缘可变激振系统包括空心传动轴(16)、多功能立式转接法兰(18)、箍套(17)和销钉(21)；所述空心传动轴(16)与部件旋转激振试验器的驱动涡轮相连，所述多功能立式转接法兰(18)与空心传动轴(16)通过过盈紧度配合，多功能立式转接法兰(18)在过盈...

【技术特征摘要】

1.一种航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于：分别在三级鼓筒外壁(26)的筒体表面(24)、篦齿根部(23)和篦齿齿尖(22)各粘贴至少两组应变片。

3.如权利要求1所述的航空发动机薄壁鼓筒旋转激振试验方法，其特征在于：所述前缘尾缘可变激振系统包括空心传动轴(16)、多功能立式转接法兰(18)、箍套(17)和销钉(21)；所述空心传动轴(16)与部件旋转激振试验器的驱动涡轮相连，所述多功能立式转接法兰(18)与空心传动轴(16)通过过盈紧度配合，多功能立式转接法兰(18)在过盈紧度配合面处具有销钉(21)...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘大成，刘正峰，田昊，黄福增，王延君，王旭华，杜传宇，张岩，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：