CN107796696A - 航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置 - Google Patents
航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107796696A CN107796696A CN201711234531.7A CN201711234531A CN107796696A CN 107796696 A CN107796696 A CN 107796696A CN 201711234531 A CN201711234531 A CN 201711234531A CN 107796696 A CN107796696 A CN 107796696A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aero
- pressure turbine
- turbine blade
- engine high
- hold
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
- G01N3/02—Details
- G01N3/04—Chucks
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
- G01N3/32—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces
- G01N3/38—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces generated by electromagnetic means
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
- G01N2203/003—Generation of the force
- G01N2203/005—Electromagnetic means
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
- G01N2203/0058—Kind of property studied
- G01N2203/0069—Fatigue, creep, strain-stress relations or elastic constants
- G01N2203/0073—Fatigue
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
- G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
- G01N2203/04—Chucks, fixtures, jaws, holders or anvils
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明提供一种航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置,包括底座、夹块、上压块和下压块;所述底座设有龙门;所述夹块用于装夹所述航空发动机高压涡轮叶片并置于所述龙门中,所述夹块上方还设置有压紧螺栓一;所述上压块和所述下压块分别置于所述航空发动机高压涡轮叶片的上缘板和下缘板处,起到稳固所述上缘板和所述下缘板的作用;所述上压块上方还设有压紧螺栓二;所述压紧螺栓一和所述压紧螺栓二分别穿透所述底座上端;所述底座下端设置6个固定螺栓用于和电磁振动台连接。本发明从根本上解决了航空发动机高压涡轮叶片在疲劳性能考核过程中频繁发生的榫齿断裂问题,使叶片的强度性能得以正确评估。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机强度测试技术领域,具体涉及一种航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置。
背景技术
航空发动机压气机、涡轮工作叶片在研制、生产中需进行大量的疲劳性能考核试验。但在实际疲劳考核试验中,叶片榫齿频频出现断裂,导致试验无法进行,从而无法准确评估叶片的强度性能,严重影响了科研生产任务的顺利进行。因此,亟需设计一种叶片装夹装置来辅助完成相关的疲劳性能测试。
发明内容
本发明提供一种航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置,可有效解决航空发动机高压涡轮叶片疲劳考核过程中榫齿频繁断裂的技术难题。本发明的技术方案为:
一种航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置,包括底座、夹块、上压块和下压块;所述底座设有龙门;所述夹块用于装夹所述航空发动机高压涡轮叶片并置于所述龙门中,所述夹块上方还设置有压紧螺栓一;所述上压块和所述下压块分别置于所述航空发动机高压涡轮叶片的上缘板和下缘板处,起到稳固所述上缘板和所述下缘板的作用;所述上压块上方还设有压紧螺栓二;所述压紧螺栓一和所述压紧螺栓二分别穿透所述底座上端;所述底座下端设置6个固定螺栓用于和电磁振动台连接。
进一步地,所述装夹装置还设有配重块,所述配重块置于所述航空发动机高压涡轮叶片的叶尖部。
本发明的特点和有益效果是:本发明通过设置夹块、上压块和下压块同时夹持航空发动机高压涡轮叶片的榫齿和上下缘板,改变了榫齿受力状态,并通过设置压紧螺栓一和压紧螺栓二解决了因叶片悬臂造成的叶片榫齿振动载荷过大造成榫齿断裂的问题;并且在底座下端设置6个用于和电磁振动台连接的螺栓可有效控制激振力损失的问题。本发明从根本上解决了航空发动机高压涡轮叶片在疲劳性能考核过程中频繁发生的榫齿断裂问题,使叶片的强度性能得以正确评估。
附图说明
图1为航空发动机高压涡轮叶片的结构示意图;
图2为本发明的装夹装置的结构示意图;
其中,1-底座,2-底座龙门,3-夹块,4-上压块,5-下压块,6-压紧螺栓一,7-压紧螺栓二,8-配重块,9-固定螺栓,10-上缘板,11-下缘板,12-榫齿,13-榫齿裂纹。
具体实施方式
下面结合附图和具体的实施例对本发明做进一步详细说明,所述是对本发明的解释而不是限定。
如图2所示,本发明具体实施例提供一种航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置,包括底座1、夹块3、上压块4和下压块5;所述底座1设有龙门2;所述夹块3用于装夹所述航空发动机高压涡轮叶片并置于所述龙门2中,所述夹块3上方还设置有压紧螺栓一6;所述上压块4和所述下压块5分别置于所述航空发动机高压涡轮叶片的上缘板10和下缘板11处,起到稳固所述上缘板10和所述下缘板11的作用;所述上压块4上方还设有压紧螺栓二7;所述压紧螺栓一6和所述压紧螺栓二7分别穿透所述底座1上端;所述底座1下端设置6个固定螺栓9用于和电磁振动台连接,并且6个固定螺栓在振动台上均匀分布;所述装夹装置还设有配重块8,所述配重块8置于所述航空发动机高压涡轮叶片的叶尖部。
本实施例的装夹装置在使用时,先用6个固定螺栓将底座固定在电磁振动台上,将叶片安装到夹块中,并置于底座龙门中,将上压块和下压块分别放入叶片的上、下缘板处,依次拧紧压紧螺栓一和压紧螺栓二,最后在叶片尖部固定好配重块;开启电磁振动台进行航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能测试。
图1给出了航空发动机高压涡轮叶片在接受疲劳性能考核试验后的结构示意图,传统的装载夹具只有底座和夹块,从图中可以清晰看出发生裂纹的部位,说明榫齿部位在不均衡外力的作用下发生了断裂,必须改变榫齿的受力状态才能正确评估该叶片的强度性能。本实施例通过设置夹块、上压块和下压块同时夹持航空发动机高压涡轮叶片的榫齿和上下缘板,纠正了榫齿受力状态,并通过设置压紧螺栓一和压紧螺栓二解决了因叶片悬臂造成的叶片榫齿振动载荷过大造成榫齿断裂的问题;并且在底座下端设置6个用于和电磁振动台连接的螺栓可有效控制激振力损失的问题。此外,由于叶片榫齿和缘板同时夹持作用下,叶片的共振频率升高了近500Hz,极有可能超出某些类型振动台的最大工作频率。因此,为了降低叶片的共振频率,本实施例在叶片尖部安装配重块,有效降低了叶片的共振频率,并保证在振动台的工作频率范围内。
本实施例从根本上解决了航空发动机高压涡轮叶片在疲劳性能考核过程中频繁发生的榫齿断裂问题,使叶片的强度性能得以正确评估,并大大降低了叶片的报废率,为公司节约了成本。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例,可以理解的是,上述实施例是示例性的,不能理解为对本发明的限制,本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (2)
1.航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置,其特征在于,包括底座、夹块、上压块和下压块;所述底座设有龙门;所述夹块用于装夹所述航空发动机高压涡轮叶片并置于所述龙门中,所述夹块上方还设置有压紧螺栓一;所述上压块和所述下压块分别置于所述航空发动机高压涡轮叶片的上缘板和下缘板处,起到稳固所述上缘板和所述下缘板的作用;所述上压块上方还设有压紧螺栓二;所述压紧螺栓一和所述压紧螺栓二分别穿透所述底座上端;所述底座下端设置6个固定螺栓用于和电磁振动台连接。
2.根据权利要求1所述的航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置,其特征在于,所述装夹装置还设有配重块,所述配重块置于所述航空发动机高压涡轮叶片的叶尖部。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201711234531.7A CN107796696A (zh) | 2017-11-30 | 2017-11-30 | 航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201711234531.7A CN107796696A (zh) | 2017-11-30 | 2017-11-30 | 航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN107796696A true CN107796696A (zh) | 2018-03-13 |
Family
ID=61537215
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201711234531.7A Pending CN107796696A (zh) | 2017-11-30 | 2017-11-30 | 航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN107796696A (zh) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109632285A (zh) * | 2019-02-25 | 2019-04-16 | 北京航空航天大学 | 一种涡轮叶片高温疲劳试验夹具 |
CN110426171A (zh) * | 2019-08-13 | 2019-11-08 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种涡轮叶片振动疲劳试验的夹具及其使用方法 |
CN110514378A (zh) * | 2019-08-30 | 2019-11-29 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机带凸肩风扇叶片振动疲劳试验装置 |
CN111811762A (zh) * | 2020-07-10 | 2020-10-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种叶片疲劳试验夹具 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2003270081A (ja) * | 2002-03-19 | 2003-09-25 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン動翼の支持構造 |
CN103728111A (zh) * | 2013-12-13 | 2014-04-16 | 中国燃气涡轮研究院 | 一种降低叶片高周疲劳试验件频率的配重块连接结构 |
CN205940943U (zh) * | 2016-07-25 | 2017-02-08 | 中国航空动力机械研究所 | 发动机叶片夹紧装置 |
-
2017
- 2017-11-30 CN CN201711234531.7A patent/CN107796696A/zh active Pending
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2003270081A (ja) * | 2002-03-19 | 2003-09-25 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン動翼の支持構造 |
CN103728111A (zh) * | 2013-12-13 | 2014-04-16 | 中国燃气涡轮研究院 | 一种降低叶片高周疲劳试验件频率的配重块连接结构 |
CN205940943U (zh) * | 2016-07-25 | 2017-02-08 | 中国航空动力机械研究所 | 发动机叶片夹紧装置 |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109632285A (zh) * | 2019-02-25 | 2019-04-16 | 北京航空航天大学 | 一种涡轮叶片高温疲劳试验夹具 |
CN110426171A (zh) * | 2019-08-13 | 2019-11-08 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种涡轮叶片振动疲劳试验的夹具及其使用方法 |
CN110514378A (zh) * | 2019-08-30 | 2019-11-29 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机带凸肩风扇叶片振动疲劳试验装置 |
CN110514378B (zh) * | 2019-08-30 | 2021-11-30 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机带凸肩风扇叶片振动疲劳试验装置 |
CN111811762A (zh) * | 2020-07-10 | 2020-10-23 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种叶片疲劳试验夹具 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107796696A (zh) | 航空发动机高压涡轮叶片疲劳性能考核用的装夹装置 | |
CN103969114B (zh) | 一种蜂窝板疲劳测试装置及测试方法 | |
CN205300883U (zh) | 航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置及其夹具装置 | |
CN103592018B (zh) | 一种高低周复合疲劳试验高周振幅测量装置及方法 | |
CN103076247A (zh) | 材料弯曲疲劳试验***及试验方法 | |
CN202471379U (zh) | 一种大型风轮叶片摆振方向疲劳试验装置 | |
CN108918070A (zh) | 一种用于高频应力叶片的振动疲劳试验装置 | |
CN108444720A (zh) | 一种涡轮小叶片榫接结构的高低周复合疲劳试验夹具 | |
CN107941607A (zh) | 适用于大刚度高压涡轮叶片高周疲劳试验的夹持装置 | |
CN107031105A (zh) | 一种适用于消除粉末压制体应力的超声振动时效装置 | |
CN104101534B (zh) | 一种发动机曲轴疲劳试验夹具 | |
CN103728111B (zh) | 一种降低叶片高周疲劳试验件频率的配重块连接结构 | |
CN106840561B (zh) | 一种高频周向小榫头叶片振动疲劳试验用固位夹紧装置及使用方法 | |
CN208818452U (zh) | 一种用于高频高应力叶片的振动疲劳试验装置 | |
CN108593234B (zh) | 高周疲劳试验装置及其应用 | |
CN109853960A (zh) | 一种风动平板式振动器 | |
CN103575491B (zh) | 空心结构高周疲劳振动测试装置及方法 | |
CN208696544U (zh) | 超声波焊接夹具 | |
CN103940610B (zh) | 一种双轴摇摆测试机 | |
CN202956261U (zh) | 一种叶根试验加载装置 | |
CN203811470U (zh) | 一种蜂窝板疲劳测试装置 | |
CN102841022A (zh) | 一种用于夏比试样的弯曲测试方法 | |
CN210650483U (zh) | 直升机发动机的涡轮轴的拆卸工具 | |
CN209280444U (zh) | 叶片试验装置 | |
Wang et al. | Fatigue crack growth of bonded composite repairs in gigacycle regime |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20180313 |
|
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |