[发明专利]一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法

权利要求书

1.一种基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

1），在静态条件下，测定发动机叶片根部在给定位移下的最大应力，选择动态振幅预定值A₀，保证叶片根部材料达到屈服极限；

2），将发动机叶片一端固定在电磁式振动台上，由非接触激光振幅监测系统测量另一端的位移响应，采用低幅扫频检测法，确定发动机叶片当前谐振频率f，选取振动台的激励频率f_d为f+0.2至f+0.4Hz；

3），采用非接触激光振幅监测系统，实时监测发动机叶片端部的振幅A₁，以发动机叶片端部的振幅作为反馈信号，若动态振幅偏离试验预定值A₀，计算机实时发出修正指令，通过调整激励驱动电流大小的方式保持发动机叶片端部振幅A₁的恒定；

4），当试验激励驱动电流变化幅度大于3%时，计算机则记录循环周期并暂停振动疲劳试验，转为发动机叶片谐振频率检测，重复步骤2至4，直到叶片发生破坏。

2.根据权利要求1所述的基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于，所述步骤1）中叶片的应力由电阻应变计测量并计算反推得到。

3.根据权利要求1所述的基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法，其特征在于，所述步骤4）中叶片的破坏检测方法为着色探伤检测。

4.根据权利要求1所述的基于振幅控制的航空发动机叶片振动疲劳试验方法所使用的装置，其特征在于：该装置包括电磁式振动台，发动机叶片一端刚性固定在电磁式振动台上，另一端的位移响应由非接触激光位移传感器获得，其中非接触激光位移传感器与发动机叶片垂直放置，发动机叶片外侧设有数字式光学振动幅度校准模块，所述非接触激光位移传感器、数字式光学振动幅度校准模块连接计算机，所述计算机连接显示器、可编程振动控制模块、功率放大器，所述功率放大器连接电磁式振动台，所述振动台上方设有加速度计。