本发明提供了一种航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法，包括：确定叶片扫频次数计量标准、试验设计基准级、转速台阶；按叶片高周疲劳循环次数要求，以试验设计基准级，计算每个转速台阶运转理论总时间及整个试车运转理论总时间；将每个转速台阶运转理论总时间分解，确定每次试车中各转速台阶的运转时间并取整，获得整个试车所需运转总时间；将整个试车所需运转总时间与整个试车运转理论总时间作比较，若增加的时间未超过设定阈值，则继续设计步骤，否则重新取整；将每个转速台阶及对应的发动机运转时间按规律进行排列，得到

  (19)国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 CN 114739682 A (43)申请公布日 2022.07.12 (21)申请号 7.0 (22)申请日 2022.05.05 (71)申请人 中国航发成都发动机有限公司 地址 610503 四川省成都市新都区蜀龙大 道南段 (72)发明人 蒋全维吴盟冯祥金钟华科 吴国炜段红春陈登勇 (74)专利代理机构 北京清大紫荆知识产权代理 有限公司 11718 专利代理师 秦亚群 (51)Int.Cl. G01M 15/14 (2006.01) G01M 7/02 (2006.01) 权利要求书1页 说明书4页 附图1页 (54)发明名称 航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳 试验设计方法 (57)摘要 本发明提供了一种航空涡轮喷气和涡轮风 扇发动机高周疲劳试验设计方法，包括：确定叶 片扫频次数计量标准、试验设计基准级、转速台 阶；按叶片高周疲劳循环次数要求，以试验设计 基准级，计算每个转速台阶运转理论总时间及整 个试车运转理论总时间；将每个转速台阶运转理 论总时间分解，确定每次试车中各转速台阶的运 转时间并取整，获得整个试车所需运转总时间； 将整个试车所需运转总时间与整个试车运转理 论总时间作比较，若增加的时间未超过设定阈 值，则继续设计步骤，否则重新取整；将每个转速 A 台阶及对应的发动机运转时间按规律进行排列， 2 得到高周疲劳试车程序。本发明具有试验设计过 8 6 9 程简单、考核充分、试验周期短、经济效益好等优 3 7 4 点。 1 1 N C CN 114739682 A 权利要求书 1/1页 1.一种航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法，其特征是，包括以 下步骤： S101、确定叶片扫频次数计量标准和试验设计基准级； S102、在发动机工作转速范围内，以等转速间隔确定用于试验程序设计的转速台阶； S103、按叶片高周疲劳循环次数总量要求，以所述试验设计基准级，计算每个转速台阶 上发动机需运转的理论总时间及整个试车所需的运转理论总时间； S104、将每个转速台阶上发动机需运转的理论总时间进行分解，确定试车次数、每次试 车中各转速台阶的运转时间； S105、对所述的每次试车中各转速台阶的运转时间进行取整，获得单次试车运转时间、 整个试车所需运转总时间； S106、将S105中取整后的整个试车所需运转总时间与S103获得的整个试车所需的运转 理论总时间作比较，若增加的时间未超过设定阈值，则继续S107的设计步骤，否则返回 S105中重新取整； S107、将每个转速台阶及对应的发动机运转时间按规律进行排列，得到高周疲劳试车 程序。 2.依据权利要求1所述的航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法，其 特征是，确定所述叶片扫频次数计量标准时：工作叶片的扫频次数计量标准为：将各级工 作叶片旋转经过前级整流叶片1片记为相应工作叶片经历1次“扫频”，发动机转子旋转一周 则每一片工作叶片经历的“扫频”次数等于上游整流叶片数目； 整流叶片的扫频次数计量标准为：将1片前级工作叶片旋转经过下游整流叶片记为该 下游整流叶片经历1次“扫频”，转子旋转一周则下游每一片整流叶片经历的“扫频”次数等 于前级工作叶片数目。 3.依据权利要求2所述的航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法，其 特征是，所述的叶片高周疲劳循环次数总量要求中，包括钛合金的有色金属零件“扫频” 次数不少于3X10^7次，钢零件“扫频”次数不少于10^7次。 4.依据权利要求1所述的航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法，其 特征是，确定试验设计基准级的选择方法为：选择压气机内转子旋转一周时扫频次数最 少的级作为设计基准级。 5.依据权利要求1所述的航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法，其 特征是，所述高周疲劳试车程序包含由最小转速递增到最大转速再递减到最小转速的台 阶运转曲线页 航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法 技术领域 [0001] 本发明涉及航空燃气涡轮发动机整机试验技术领域，具体涉及一种航空涡轮喷气 和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法。 背景技术 [0002] 叶片等零件高周疲劳损伤是航空燃气涡轮发动机的一种典型损伤模式。为获得良 好的发动机性能，航空发动机叶片类零件一般设计为尽可能薄而轻的结构，且型面较复杂， 但高性能与高可靠性是矛盾的，流经发动机的气流会激励叶片产生应力水平较低但频率很 高振动，如激励导致的叶片振动频率与叶片固有频率重合或接近，则会造成叶片共振，此时 叶片振动应力会大幅度上升，在高频率振动条件下，叶片发生破坏的可能性增加，此即典型的 叶片高周疲劳损伤机理。对于具有较多级数的轴流式压气机或涡轮，在全部工作转速范围 内避开每一级叶片的共振频率是基本不可能实现的，一定要采取减振措施或调整激励源的激 励频率，以尽可能降低叶片发生高周疲劳损伤的可能性。对于设计完成的压气机或涡轮，或 整台航空燃气涡轮发动机，在设计分析的基础上，还需要通过必要的高周疲劳试验，以检验 发动机抗高周疲劳损伤的能力。 [0003] 目前的高周疲劳试验设计方法，尤其是针对航空燃气涡轮发动机整机的高周疲劳 试验方法并不成熟、完善。因此，需要提出一种针对直径较小、旋转转速较高的航空涡轮喷 气、涡轮风扇发动机整机的高周疲劳试验设计方法。 发明内容 [0004] 有鉴于此，本申请实施例提供一种航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验 设计方法，本试验设计方法是针对直径较小、旋转转速较高的航空涡轮喷气、涡轮风扇发动 机整机的高周疲劳试验设计方法，具有试验设计过程简单、考核充分、试验周期短、经济效 益好等优点。 [0005] 本申请实施例提供以下技术方案：一种航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳 试验设计方法，包括以下步骤： [0006] S101、确定叶片扫频次数计量标准和试验设计基准级； [0007] S102、在发动机工作转速范围内，以等转速间隔确定用于试验程序设计的转速台 阶； [0008] S103、按叶片高周疲劳循环次数总量要求，以所述试验设计基准级，计算每个转速 台阶上发动机需运转的理论总时间及整个试车所需的运转理论总时间； [0009] S104、将每个转速台阶上发动机需运转的理论总时间进行分解，确定试车次数、每 次试车中各转速台阶的运转时间； [0010] S105、对所述的每次试车中各转速台阶的运转时间进行取整，获得单次试车运转 时间、整个试车所需运转总时间； [0011] S106、将S105中取整后的整个试车所需运转总时间与S103获得的整个试车所需的 3 3 CN 114739682 A 说明书 2/4页 运转理论总时间作比较，若增加的时间未超过设定阈值，则继续S107的设计步骤，否则返 回S105中重新取整； [0012] S107、将每个转速台阶及对应的发动机运转时间按规律进行排列，得到高周疲劳 试车程序。 [0013] 根据本发明实施例的一种实施方式，确定所述叶片扫频次数计量标准时：工作叶 片的扫频次数计量标准为：将各级工作叶片旋转经过前级整流叶片1片记为相应工作叶片 经历1次“扫频”，发动机转子旋转一周则每一片工作叶片经历的“扫频”次数等于上游整流 叶片数目； [0014] 整流叶片的扫频次数计量标准为：将1片前级工作叶片旋转经过下游整流叶片记 为该下游整流叶片经历1次“扫频”，转子旋转一周则下游每一片整流叶片经历的“扫频”次 数等于前级工作叶片数目。 [0015] 根据本发明实施例的一种实施方式，所述的叶片高周疲劳循环次数总量要求中， 包括钛合金的有色金属零件“扫频”次数不少于3X10^7次，钢零件“扫频”次数不少于10^7 次。 [0016] 根据本发明实施例的一种实施方式，确定试验设计基准级的选择方法为：选择压 气机内转子旋转一周时扫频次数最少的级作为设计基准级。 [0017] 根据本发明实施例的一种实施方式，所述高周疲劳试车程序包含由最小转速递增 到最大转速再递减到最小转速的台阶运转曲线] 与现存技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能达到的有益 效果至少包括：本发明实施例的高周疲劳试验设计方法可推广至对中、大涵道比涡轮风扇 发动机的高压压气机、中压压气机、涡轮，涡轮轴发动机的压气机、涡轮，涡轮浆扇发动机的 压气机、涡轮等部件，在整机状态下进行高周疲劳试验考核。采用该试验方法针对相应类型 的发动机进行高周疲劳试验具有试验设计过程简单、考核充分、试验周期短、经济效益好等 优点。 附图说明 [0019] 为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要用的附 图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域 普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还能够准确的通过这些附图获得其它的附图。 [0020] 图1是本发明实施例的高周疲劳试验设计方法流程示意图。 具体实施方式 [0021] 下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。 [0022] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相 互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明，对本发明的技术方案进行清楚、 完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基 于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其 他实施例，都属于本发明保护的范围。 [0023] 如图1所示，本发明实施例的一种航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验 4 4 CN 114739682 A 说明书 3/4页 设计方法，包括以下步骤： [0024] S101、确定叶片扫频次数计量标准和试验设计基准级； [0025] 1、确定叶片“扫频”次数计量标准：发动机工作过程中，因每一级整流叶片环中流 出的气流，在整流叶片的隔离作用下形成固定的、沿周向周期性变化的环形流场，该级整流 叶片后的每一片工作叶片，旋转经过这种环形流场中的每一个变化周期是，均受到一次“扫 掠”，因此将工作叶片旋转经过上游整流叶片1片记为该工作叶片经历1次“扫频”，转子旋转 一周则每一片工作叶片经历的“扫频”次数等于上游整流叶片数目，相应地，将1片前级工作 叶片旋转经过下游整流叶片记为该下游整流叶片经历1次“扫频”，转子旋转一周则下游每 一片整流叶片经历的“扫频”次数等于前级工作叶片数目。 [0026] 2、确定“扫频”次数总量要求：“扫频”次数总量等于被考核叶片的高周疲劳循环次 数要求，对于整机高周疲劳试验，推荐按GJB 241－1987《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机 通用规范》确定叶片高周疲劳循环次数要求，即有色金属(含钛合金)零件不少于3X10^7次， 钢零件不少于10^7次，对于GJB241A－2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中 规定的钛合金零件不少于10^9次，建议从钛合金材料高周疲劳性能的角度进行研究，不在 整机高周疲劳试验中进行考核； [0027] 其中，“扫频法”高周疲劳试验设计方法的基础原理如下：发动机正常工作是，叶片 处于高频低应力振动状态，叶片振动应力很小，不足以产生高周疲劳损伤，当叶片处于共振 状态工作时，振动应力会显著增大，如采取的减振措施不合理，则会造成叶片高周疲劳损 伤。“扫频法”是假定工作转速范围内的每一个转速上，叶片均处于共振状态，通过整机试车 使每一级叶片在每个工作转速上均经历足够次数的高周疲劳应力循环，以检查是不是存在振 动应力足够大到足以使叶片出现高周疲劳损伤的工作转速，若经整机高周疲劳试车考核认 为不存在这样的转速，则认为各级叶片的结构设计是合理的。 [0028] 3、确定试验设计基准级：选择压气机内转子旋转一周时“扫频”次数最少的级作为 设计基准级。 [0029] 具体的：一般而言，沿风扇或压气机气流通道上游到下游，各级叶片数目逐渐增 加，叶片振动频率增加，叶片选用的材料从有色金属逐步过渡到钢(或高温合金)，涡轮叶片 通常选用高温合金，因此一般而言，风扇或压气机上游的级达到一定的要求的高周疲劳循环次数 的时间最长，选择气流通道上游的级作为高周疲劳试验设计基准级。 [0030] S102、在发动机工作转速范围内，以等转速间隔确定用于试验程序设计的转速台 阶； [0031] 具体实施时，在发动机设计使用的稳定工作转速范围内，按1％左右的等转速间隔 确定转速台阶； [0032] S103、按叶片高周疲劳循环次数总量要求，以所述试验设计基准级，计算每个转速 台阶上发动机需运转的理论总时间，及整个试车所需的运转理论总时间； [0033] 具体实施时，按所述扫频次数总量要求，以所述试验设计基准级，计算每个转速台 阶运转总时间，并计算所有转速台阶运转总时间，此运转总时间即为高周疲劳试验所需的 理论总时间； [0034] S104、将每个转速台阶上发动机需运转的理论总时间进行分解，确定试车次数、每 次试车中各转速台阶的运转时间； 5 5 CN 114739682 A 说明书 4/4页 [0035] 具体实施时，结合发动机使用限制等特点，将每个转速台阶运转总时间分解，确定 试验所需试车次数、单次试车理论时间、单次试车中每个转速台阶上发动机运转时间； [0036] S105、对所述的每次试车中各转速台阶的运转时间进行取整，获得单次试车运转 时间、整个试车所需运转总时间； [0037] 具体实施时，以便于操作、不减少程序时间也不过多增加程序时间为原则，将每个 转速台阶运转时间取整，获得单次试车运转时间、整个试车运转总时间； [0038] S106、将S105中取整后的整个试车所需运转总时间与S103获得的整个试车所需的 运转理论总时间作比较，若增加的时间未超过设定阈值，则继续S107的设计步骤，否则返 回S105中重新取整； [0039] S107、将每个转速台阶及对应的发动机运转时间按规律进行排列，得到高周疲劳 试车程序。 [0040] 具体实施时，将每个转速台阶及对应的运转时间按最小转速递增到最大转速再递 减到最小转速的方式来进行排列，得到用于整机高周疲劳试车的台阶运转试车程序。 [0041] 本发明实施例的航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机高周疲劳试验设计方法采用扫 频法，适用于转子直径小且旋转转速高的涡轮喷气和涡轮风扇发动机的各级叶片进行抗高 周疲劳能力考核。中等和大涵道比涡轮风扇发动机的中压压气机各级叶片、高压压气机各 级叶片、涡轮各级叶片，涡轮轴发动机和涡轮浆扇发动机的压气机各级叶片、涡轮各级叶片 的抗高周疲劳能力考核，也可参照本办法来进行试验。 [0042] 采用该试验方法针对相应类型的发动机进行整机高周疲劳试验具有试验设计过 程简单、考核充分、试验周期短、经济效益好等优点。 [0043] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何 熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应 涵盖在本申请的保护范围以内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。 6 6 CN 114739682 A 说明书附图 1/1页 图1 7 7

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