CN111693379A - 复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空发动机涡轮叶片技术和材料力学性能测试领域，具体涉及一种复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***及方法，***包括材料拉伸试验机、夹具、载荷控制***和温度控制***，载荷控制***包括载荷控制计算机、载荷传感器和位移传感器，温度控制***包括箱式电阻加热炉、热电偶和温度控制箱，涡轮叶片微小试样安装在夹具上，夹具装夹在材料拉伸试验机上。本发明旨在服务于服役和修复后涡轮叶片的强度评价，同样适用于实心和少量冷却通道的涡轮叶片，取样方法及设计的专用夹具具有很高的通用性。

Description

复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***及方法
技术领域
本发明属于航空发动机涡轮叶片技术和材料力学性能测试领域，具体涉及一种复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***及方法，尤其适用于复杂几何构型涡轮叶片微小试样在室温和高温下的力学性能试验。
背景技术
航空发动机涡轮叶片长时服役在高转速、高温和燃气腐蚀环境中，因此不可避免的带来叶片和材料力学性能的变化。叶片高温力学性能的变化直接影响着发动机整机的安全服役、推进性能和维修成本。
涡轮叶片造价昂贵，轻易放弃受损的涡轮叶片，使发动机的日常使用和维护成本变得极为高昂。若能摸清服役涡轮叶片的寿命安全边界，则可延长发动机的维修间隔，减少受损涡轮叶片的更换量，具有重要的经济和安全价值。
涡轮叶片在大修过程中需要对其服役和修复后的组织状态及力学性能进行评估，以便确定叶片是否可持续服役和是否可修以及修复后是否可用。但是已有的研究工作，大多数停留在标准试样和试验室的基础上。
航空发动机涡轮叶片几何结构复杂，薄壁效应突出，服役历程不清晰等特征是标准试样和服役条件模拟试样所不能取代的。这就需要对服役后的涡轮叶片开展取样工作并对涡轮叶片取样试样在典型服役载荷条件下开展力学性能考核试验。
Figure BDA0002544160600000011
等人于2016年在其论文Small-scale specimen testing forfatigue life assessmentof service-exposed industrial gas turbine blades中提出了一种燃气轮机涡轮叶片的棒状试样取样和力学性能试验方法。但是，上述方法只能应用于实心或者厚壁涡轮叶片。因此，需要发展一种能够应用于复杂构型涡轮叶片的微小试样的力学性能试验***和方法。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供一种复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***及方法，旨在服务于服役和修复后涡轮叶片的强度评价，同样适用于实心和少量冷却通道的涡轮叶片。
本发明是这样实现的，提供一种复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***，包括材料拉伸试验机、夹具、载荷控制***和温度控制***，载荷控制***包括载荷控制计算机、载荷传感器和位移传感器，温度控制***包括箱式电阻加热炉、热电偶和温度控制箱，涡轮叶片微小试样安装在夹具上，夹具装夹在材料拉伸试验机上，载荷传感器、位移传感器和热电偶分别用于采集涡轮叶片微小试样的不同参数，材料拉伸试验机、载荷传感器、位移传感器分别与载荷控制计算机连接，箱式电阻加热炉安装在夹具的***，箱式电阻加热炉、热电偶分别与温度控制箱连接。
优选地，所述夹具包括两个夹持单元，每个夹持单元包括主夹头、定位销和紧固环，主夹头一端表面设有截面与涡轮叶片微小试样端部形状匹配的贯通凹槽式装样区，另一端为螺柱，装样区内安装匹配两个定位销，涡轮叶片微小试样端部夹在两个定位销之间，螺柱用于与所述材料拉伸试验机连接，紧固环套接在主夹头外侧，使用时两个夹持单元上下反方向将涡轮叶片微小试样夹住。
进一步优选，所述载荷传感器和所述位移传感器连接在所述材料拉伸试验机的横梁上，所述热电偶连接在涡轮叶片微小试样上。
进一步优选，涡轮叶片微小试样包括中部的考核标距段、位于考核标距段两端的应力过渡圆弧段、与应力过渡圆弧段连接的加载圆弧段和端部；
涡轮叶片微小试样尺寸为长30mm×宽8mm×厚0.8mm，考核标距段的尺寸为长6mm×宽3mm，加载圆弧段圆弧半径为10mm，应力过渡圆弧段的圆弧半径为17mm。
进一步优选，所述载荷传感器为高精度载荷传感器，其最小分辨率为0.1N，所述位移传感器为高精度位移传感器，其线性度为0.1％，分辨率为0.015微米。
本发明还提供一种利用上述的***进行复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验的方法，包括如下步骤：
1)按照取样方案，从复杂构型涡轮叶片上取小尺寸毛坯试样，然后对小尺寸毛坯试样二次加工，加工为对称式的挂片式薄壁涡轮叶片微小试样；
2)将步骤1)加工的试样安装到所述夹具中，打开所述箱式电阻加热炉，将夹具安装到所述材料拉伸试验机的螺纹安装端，完成涡轮叶片微小试样的装夹；
3)将所述热电偶固定在涡轮叶片微小试样上，关闭、密封箱式电阻加热炉，将所述载荷传感器和所述位移传感器连接在材料拉伸试验机的横梁上；
4)通过所述温度控制箱启动所述箱式电阻加热炉，将涡轮叶片微小试样加热到一定温度后保温一定时间；
5)启动所述载荷控制计算机和材料拉伸试验机，载荷控制计算机对材料拉伸试验机执行预先设定的加载程序，载荷传感器和位移传感器采集涡轮叶片微小试样的载荷和位移数据，传输给载荷控制计算机，涡轮叶片微小试样断裂后，试验结束；
6)关闭温度控制箱，涡轮叶片微小试样温度降低到室温后，将其取下，保存载荷控制计算机中的涡轮叶片微小试样的载荷、位移和寿命数据。
优选地，步骤1)具体包括：
a)对需要取样的涡轮叶片的几何实体模型进行尺寸测量，选取强度考核截面位置，确定取样位置，沿涡轮叶片叶高方向为取样长度方向，沿叶厚方向为取样厚度方向，将能够取出毛坯试样的最小宽度和厚度作为整个叶片所有取样毛坯试样的宽度和厚度约束；
b)切去叶片榫头部分，根据步骤a)确定的取样方案，采用电火花线切割方法在涡轮叶片上取出小尺寸毛坯试样；
c)对取出的小尺寸毛坯试样进行二次加工，制成涡轮叶片微小试样，包括中部的考核标距段、位于考核标距段两端的应力过渡圆弧段、与应力过渡圆弧段连接的加载圆弧段和端部；
步骤3)中，所述热电偶固定在涡轮叶片微小试样的考核标距段上。
进一步优选，所述涡轮叶片微小试样尺寸为长30mm×宽8mm×厚0.8mm，考核标距段的尺寸为长6mm×宽3mm，加载圆弧段圆弧半径为10mm，应力过渡圆弧段的圆弧半径为17mm。
进一步优选，步骤4)中，将涡轮叶片微小试样加热到指定温度后，保温30min，温度范围为25～1300℃。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
1、本发明采用小尺寸薄壁片状取样形式，能够适应不同的涡轮叶片构型，对于实心、含少量冷却通道和复杂冷却通道的涡轮叶片具有较好的通用性，所取试样的加载方向沿涡轮叶片叶高方向，取样位置根据考核位置灵活变化，能够在实验室的力学性能实验中的模拟涡轮叶片各个位置的真实服役载荷状态。
2、本发明设计的试验件为小尺寸薄壁试样，并且留有一定长度的考核段确保试验过程中试件上的应力是均匀的，采用高精度的载荷和位移传感器记录试样应力应变信息，通过试验数据的后处理可以得到涡轮叶片取样试样的变形信息，用以分析涡轮叶片的强度储备和失效行为。
3、本发明设计的薄壁小尺寸试样专用夹具将试样用锥面之间的相互作用固定在主夹头的装样区，主夹头外伸螺柱与试验机螺纹安装端连接，避免使用螺纹紧固等复杂方式，能够在室温以及高温下开展拉伸、疲劳和蠕变等力学性能试验，操作简单方便，具有较强的通用性，克服了一些小尺寸非标试样由于尺寸过小，难以与试验机直接安装连接的问题。
附图说明
图1为本发明的取样流程图；
图2为本发明复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***示意图；
图3(a)为某型航空发动机涡轮叶片取样沿叶高方向分布示意图。
图3(b)为某型航空发动机涡轮叶片取样沿叶身截面分布示意图。
图4为本发明特制薄壁小尺寸试样。
图5为本发明特制薄壁小尺寸试样专用夹具三维示意图。
图6为夹具主夹头的三维图；
图7为夹具定位销的三维图；
图8为夹具紧固环的三维图
图9为本发明特制薄壁小尺寸试样在某试验载荷下的应力分布云图。
图10(a)为某型航空发动机涡轮叶片取样小试样的拉伸载荷—位移曲线。
图10(b)为某型航空发动机涡轮叶片取样小试样的疲劳S-N曲线。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明提供一种复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***及方法，下面以某型航空发动机涡轮叶片的取样及取样试样的高温拉伸和疲劳试验为例对本发明的具体实施方式进行具体阐述：
参考图1中的取样流程，首先以服役两个大修期的涡轮叶片为例，对该型航空发动机涡轮叶片的几何特征进行分析，该叶片叶身高度约为40mm，最薄厚度为1mm，叶身含有6个形状不同的内冷却通道，如图3(a)和图3(b)所示。选定叶片考核截面为60％叶高，根据叶片的几何特征确定取样毛坯尺寸大小为长35mm×宽9mm×厚1mm。
根据叶片的冷却通道几何特征和叶身的弯掠特点，确定5个取样位置，分别为①第2个冷却肋板、②第3个冷却肋板、③叶盆、④叶背和⑤尾缘，如图3(b)所示。
利用中走丝电火花线切割加工方法沿叶根位置切去叶片榫头，留下叶身部分，沿第2和第3个冷却通道切割获取①第2个冷却肋板位置毛坯试样，沿第3和第4个冷却通道切割获取②第3个冷却肋板位置毛坯试样，沿第6个冷却通道靠后位置切割获取⑤尾缘位置毛坯试样，最后切割第5个冷却肋板得到③叶盆和④叶背位置毛坯试样。
对①到⑤位置的毛坯试样利用慢走丝电火花线切割加工方法按照图4所示试样几何形式进行二次高精度精细加工，除去毛坯试样表面毛刺和缺陷，制成小尺寸薄壁涡轮叶片微小试样9。
如图4所示，设计涡轮叶片微小试样9尺寸为长30mm×宽8mm×厚0.8mm，考核标距段904尺寸为长6mm×宽3mm，为了让最大应力出现在考核标距段904，在加载圆弧段902之后增加应力过渡圆弧段903，通过参数化建模和优化方法最终确定加载圆弧段902圆弧半径为10mm，应力过渡圆弧段903圆弧半径为17mm。
利用本发明提供的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***开展服役涡轮叶片取样小尺寸薄壁试样高温拉伸和疲劳试验：
第一步，参考图2、图5、图6、图7和图8，打开箱式电阻加热炉6，按照图5所示结构将涡轮叶片微小试样9安装在下夹持单元的主夹头201的装样区2011，并将两个定位销202装入主夹头201的装样区2011中用于确定涡轮叶片微小试样9位置，定位销202平面朝向涡轮叶片微小试样9，圆锥面朝向主夹头201的圆锥面，将紧固环203套入主夹头201紧固定位销202与涡轮叶片微小试样9。采用同样方案在上夹持单元上安装涡轮叶片微小试样9的上端，安装完毕后将主夹头外伸端的螺柱2012对应安装在材料拉伸试验机1的螺纹安装端，完成涡轮叶片微小试样9的装夹。
第二步，将接触式热电偶7用石棉线固定在涡轮叶片微小试样9的标距段，用以监控涡轮叶片微小试样9温度，关闭和密封箱式电阻加热炉6。
第三步，温度控制箱8控制启动箱式电阻加热炉6，将涡轮叶片微小试样9加热至850℃并保温30分钟。
第四步，启动材料拉伸试验机1和载荷控制计算机3，载荷控制计算机3控制材料拉伸试验机1执行预先设定的加载程序，利用高精度载荷传感器4和高精度位移传感器5采集涡轮叶片微小试样9的载荷和位移数据，传输给载荷控制计算机1，涡轮叶片微小试样9断裂为拉伸和疲劳试验试验终止判据。
第五步，试验结束后，通过温度控制箱8关闭箱式电阻加热炉6，待涡轮叶片微小试样9温度降至室温时取下失效涡轮叶片微小试样9，保存采集的载荷位移和试验件寿命数据。
如图9所示，利用有限元方法对本发明的涡轮叶片微小试样9进行应力分析，涡轮叶片微小试样9左侧的标尺以不同颜色深度对Mises应力的大小进行了区分，单位为MPa，可以发现涡轮叶片微小试样9的最大应力出现在考核标距段904。
如图10(a)所示，小尺寸薄壁涡轮叶片微小试样9的拉伸载荷位移曲线有明显的线性段和屈服塑性段，表明本实验方法的结果是可靠的，通过对载荷位移曲线的分析可以得到涡轮叶片微小试样9的屈服强度和拉伸强度。
如图10(b)所示，在获取若干载荷状态下的涡轮叶片小尺寸薄壁涡轮叶片微小试样9的寿命数据后，利用Basquin方程进行拟合就可以得到试验件的疲劳寿命S-N曲线，方程如下：
σ＝a·(Nf)b
式中σ为试验应力，Nf为试验件的疲劳寿命，a和b为模型参数，可以对试验数据进行最小二乘拟合得到。

Claims (9)

1.复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***，其特征在于，包括材料拉伸试验机(1)、夹具(2)、载荷控制***和温度控制***，载荷控制***包括载荷控制计算机(3)、载荷传感器(4)和位移传感器(5)，温度控制***包括箱式电阻加热炉(6)、热电偶(7)和温度控制箱(8)，涡轮叶片微小试样(9)安装在夹具(2)上，夹具(2)装夹在材料拉伸试验机(1)上，载荷传感器(4)、位移传感器(5)和热电偶(7)分别用于采集涡轮叶片微小试样的不同参数，材料拉伸试验机(1)、载荷传感器(4)、位移传感器(5)分别与载荷控制计算机(3)连接，箱式电阻加热炉(6)安装在夹具(2)的***，箱式电阻加热炉(6)、热电偶(7)分别与温度控制箱(8)连接。
2.如权利要求1所述的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***，其特征在于，所述夹具(2)包括两个夹持单元，每个夹持单元包括主夹头(201)、定位销(202)和紧固环(203)，主夹头(201)一端表面设有截面与涡轮叶片微小试样(9)端部形状匹配的贯通凹槽式装样区(2011)，另一端为螺柱(2012)，装样区(2011)内安装匹配两个定位销(202)，涡轮叶片微小试样(9)端部夹在两个定位销(202)之间，螺柱(2012)用于与所述材料拉伸试验机(1)连接，紧固环(203)套接在主夹头(201)外侧，使用时两个夹持单元上下反方向将涡轮叶片微小试样(9)夹住。
3.如权利要求1所述的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***，其特征在于，所述载荷传感器(4)和所述位移传感器(5)连接在所述材料拉伸试验机(1)的横梁上，所述热电偶(7)连接在涡轮叶片微小试样(9)上。
4.如权利要求1所述的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***，其特征在于，涡轮叶片微小试样(9)包括中部的考核标距段(904)、位于考核标距段(904)两端的应力过渡圆弧段(903)、与应力过渡圆弧段(903)连接的加载圆弧段(902)和端部(901)；
涡轮叶片微小试样(9)尺寸为长30mm×宽8mm×厚0.8mm，考核标距段(904)的尺寸为长6mm×宽3mm，加载圆弧段圆弧半径为10mm，应力过渡圆弧段(903)的圆弧半径为17mm。
5.如权利要求1所述的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验***，其特征在于，所述载荷传感器(4)为高精度载荷传感器，其最小分辨率为0.1N，所述位移传感器(5)为高精度位移传感器，其线性度为0.1％，分辨率为0.015微米。
6.利用权利要求2所述的***进行复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验的方法，其特征在于，包括如下步骤：
1)按照取样方案，从复杂构型涡轮叶片上取小尺寸毛坯试样，然后对小尺寸毛坯试样二次加工，加工为对称式的挂片式薄壁涡轮叶片微小试样(9)；
2)将步骤1)加工的试样安装到所述夹具(2)中，打开所述箱式电阻加热炉(6)，将夹具(2)安装到所述材料拉伸试验机(1)的螺纹安装端，完成涡轮叶片微小试样(9)的装夹；
3)将所述热电偶(7)固定在涡轮叶片微小试样(9)上，关闭、密封箱式电阻加热炉(6)，将所述载荷传感器(4)和所述位移传感器(5)连接在材料拉伸试验机(1)的横梁上；
4)通过所述温度控制箱(8)启动所述箱式电阻加热炉(6)，将涡轮叶片微小试样(9)加热到一定温度后保温一定时间；
5)启动所述载荷控制计算机(3)和材料拉伸试验机(1)，载荷控制计算机(3)对材料拉伸试验机(1)执行预先设定的加载程序，载荷传感器(4)和位移传感器(5)采集涡轮叶片微小试样(9)的载荷和位移数据，传输给载荷控制计算机(3)，涡轮叶片微小试样(9)断裂后，试验结束；
6)关闭温度控制箱(8)，涡轮叶片微小试样(9)温度降低到室温后，将其取下，保存载荷控制计算机(3)中的涡轮叶片微小试样(9)的载荷、位移和寿命数据。
7.如权利要求6所述的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验的方法，其特征在于，步骤1)具体包括：
a)对需要取样的涡轮叶片的几何实体模型进行尺寸测量，选取强度考核截面位置，确定取样位置，沿涡轮叶片叶高方向为取样长度方向，沿叶厚方向为取样厚度方向，将能够取出毛坯试样的最小宽度和厚度作为整个叶片所有取样毛坯试样的宽度和厚度约束；
b)切去叶片榫头部分，根据步骤a)确定的取样方案，采用电火花线切割方法在涡轮叶片上取出小尺寸毛坯试样；
c)对取出的小尺寸毛坯试样进行二次加工，制成涡轮叶片微小试样(9)，包括中部的考核标距段(904)、位于考核标距段(904)两端的应力过渡圆弧段(903)、与应力过渡圆弧段(903)连接的加载圆弧段(902)和端部(901)；
步骤3)中，所述热电偶(7)固定在涡轮叶片微小试样(9)的考核标距段(904)上。
8.如权利要求7所述的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验的方法，其特征在于，所述涡轮叶片微小试样(9)尺寸为长30mm×宽8mm×厚0.8mm，考核标距段(904)的尺寸为长6mm×宽3mm，加载圆弧段圆弧半径为10mm，应力过渡圆弧段(903)的圆弧半径为17mm。
9.如权利要求6所述的复杂构型涡轮叶片微小试样高温力学性能试验的方法，其特征在于，步骤4)中，将涡轮叶片微小试样(9)加热到试验指定温度后，保温30min，温度范围为25～1300℃。
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