[發明專利]一種壓氣機靜子尾跡流激振力測試方法及系統

在審

• 申請號: 202011289890.4
• 申請日: 2020-11-17
• 公開（公告）號: CN112504530A
• 公開（公告）日: 2021-03-16
• 發明（設計）人: 樊嘉峰;邵明陽;連加椿;饒曉輝;何毅娜;郜攀;韓偉
• 申請（專利權）人: 中國航發四川燃氣渦輪研究院
• 主分類號: G01L5/00
• 分類號: G01L5/00;G01M13/00;G01M15/14
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發明屬于航空發動機壓氣機靜子尾跡流激振力測試領域，具體涉及一種壓氣機靜子尾跡流激振力測試方法及系統。該方法包括：采集壓氣機各級靜子出口處轉子葉片表面的動態壓力；將動態壓力轉換成電信號；對電信號進行傅里葉變換得到頻域信號；選擇預定頻段以上的頻域信號得到符合激振力性質的特征頻率及其幅值。本發明能夠量化航空發動機壓氣機靜子出口的氣動激振力，揭示國內壓氣機轉子葉片因高頻激振引發的強迫振動對航空發動機的危害，為指導壓氣機開展減小和削弱氣動激振力的結構設計提供依據，為現階段有效解決我國航空發動機壓氣機葉片的高周疲勞失效問題提供測試方法。

技術領域

本發明屬于航空發動機壓氣機靜子尾跡流激振力測試領域，具體涉及一種壓氣機靜子尾跡流激振力測試方法及系統。

背景技術

現代航空發動機向高性能高推重比方向發展，要求壓氣機具備較少的級數，最小的級間軸向間距，以及壓氣機葉片變薄變輕。隨著航空發動機研制歷程的深入，發現壓氣機轉子葉片存在嚴峻的高周疲勞失效問題，以致在試驗過程中出現各種裂紋和掉塊的現象，因此需要研究各種裂紋和掉塊的原因。

發明內容

發明目的：提供一種壓氣機靜子尾跡流激振力測試方法及系統，以明確壓氣機靜子尾跡流的氣動激振力構成和幅值，揭示流體導致壓氣機轉子葉片發生高周疲勞失效的根本原因。

技術方案：

第一方面，提供了一種壓氣機靜子尾跡流激振力測試方法，包括：采集壓氣機各級靜子出口處轉子葉片表面的動態壓力；將動態壓力轉換成電信號；對電信號進行傅里葉變換得到頻域信號；選擇預定頻段以上的頻域信號得到符合激振力性質的特征頻率及其幅值。

進一步地，所述預定頻段為2kHz。

第二方面，提供了一種壓氣機靜子尾跡流激振力測試系統，包括：動態壓力傳感器2，安裝在航空發動機壓氣機各級靜子出口的轉子葉片上，用于采集壓氣機各級靜子出口處轉子葉片的動態壓力；以及將動態壓力轉換成電信號；動態數采系統4，動態壓力傳感器2與動態數采系統4電連接，用于對電信號進行傅里葉變換得到頻域信號；以及選擇預定頻段以上的頻域信號得到符合激振力性質的特征頻率。

進一步地，動態壓力傳感器2安裝在航空發動機壓氣機各級靜子出口處轉子葉片上，具體包括：動態壓力傳感器2被壓覆封裝在轉子葉片表面。

進一步地，動態壓力傳感器2被壓覆封裝在轉子葉片表面，具體包括：采用激光焊接壓板的方式將動態壓力傳感器2壓覆封裝在轉子葉片表面。

進一步地，動態數采系統4的采樣率不低于200kHz。

進一步地，各級靜子出口處轉子葉片上設置至少兩個動態壓力傳感器2，分別設置在10％和90％葉高處。

進一步地，動態壓力傳感器2與動態數采系統4電連接，具體包括：動態壓力傳感器2與動態數采系統4通過引電器或者遙測系統3電連接。

有益效果：

發明采用安裝在航空發動機壓氣機靜子出口的動態壓力葉型探針，測取各級壓氣機靜子出口的高頻段(2kHz以上)動態壓力信號，通過數據處理分析程序對高頻段動態壓力信號進行量化，獲取壓氣機靜子尾跡流的氣動激振力構成和幅值，直接用于分析航空發動機整機和部件試驗中，壓氣機靜子尾跡流的氣動激振力構成和幅值，用于揭示流體導致壓氣機轉子葉片發生高周疲勞失效的原因。本發明工程化應用范圍廣，操作性強，具有良好的實用性。

本發明能夠量化航空發動機壓氣機靜子出口的氣動激振力，揭示國內壓氣機轉子葉片因高頻激振引發的強迫振動對航空發動機的危害，為指導壓氣機開展減小和削弱氣動激振力的結構設計提供依據，為現階段有效解決我國航空發動機壓氣機葉片的高周疲勞失效問題提供測試方法。

附圖說明

圖1一種壓氣機靜子尾跡流激振力測試的方法結構圖。