基于叶尖定时技术的非接触式叶片叶尖扭转角测试及应用

为了验证风扇转子叶片反扭设计的准确性及获取不同气动状态、不同转速条件下叶片扭转变形情况,建立叶片扭转应用理论模型,开发了基于叶尖定时技术的非接触式叶片叶尖扭转角测试技术,在发动机风扇转子叶片上开展了旋转状态下的叶片叶尖扭转角测试和仿真计算。结果表明：叶片叶尖扭转角变形理论计算值为1.5°,实测值为1.4°;采用统计分析方法计算稳态转速风扇转子叶片所有叶片叶尖扭转角最大标准偏差为0.1°,是因加工误差、装配误差、气流扰动和振动因素导致的;单个叶片叶尖扭转角最大标准偏差为0.01°,是因气流扰动和振动因素影响所导致的。该项测试技术成功地验证了叶型反扭设计,稳态转速风扇转子单个叶片叶尖扭转角小于所有叶片叶尖扭转角的离散度。     

基于叶尖定时原理的整体叶盘振动测试与分析

针对某发动机整体叶盘风扇部件第1级转子叶片振动故障,应用基于叶尖定时原理的多通道非接触叶片振动测试系统 对不同气动状态、不同运行转速下叶片振动参数进行测量,采用整级叶片行波分析方法分析得到了整体叶盘转子叶片的振动形式 以及叶片振动随风扇气动状态和运行转速的变化规律。测试分析结果表明：该整体叶盘转子叶片在多个转速下存在非同步振动, 同时静子参考系可观察到前行波,叶片振动频率、激振因素及振动节径均随转速变化,叶片振动Campbell图存在2条明显的激振 线,与叶片2弯和1扭振型频率线基本一致。通过测试分析可知振动激励源为宽频激励,且与试验件静子结构激振因素无关。可 通过提高叶片自身刚度、强化阻尼效果、降低弯扭耦合来改善叶片振动特性。     

某型发动机风扇转子本机平衡试验研究

航空发动机转子结构特殊,在平衡机上无法达到工作转速,只能在低速下进行平衡,有时效果并不理想,在实际运行中仍会由于平衡问题导致振动异常。针对存在不平衡量偏大的某型航空发动机,利用三圆法并结合实际情况,对其结构进行改装,实现了风扇转子的本机平衡,有效降低了低压转子的振动水平,经试验验证表明改装合理,平衡方法有效。该方法对其他型号发动机的本机平衡有较大的借鉴意义。