CN205300883U - 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 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种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，夹具装置包括叶片固定装置、底板、放大梁及一对调整垫块；底板上设置有上固定件和用于将底板固定于振动台的下固定件；放大梁上与上固定件对应的位置设置有底板固定件，叶片固定装置将试验件叶片固定于放大梁的上表面；通过底板固定件和上固定件将放大梁固定于底板；一对调节垫块垫设于放大梁和底板之间，且分别位于试验件叶片的两侧，每一调节垫块上设置有腰形通孔，多个连接件穿过同一腰形通孔且各连接件之间的最大距离小于腰形通孔的纵向长度。本实用新型可在振动台推力范围内使得叶片满足疲劳破坏的要求。

Description

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

技术领域

本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种用于航空发动机离心叶轮单个叶片高周疲劳试验的试验装置及其夹具装置。

背景技术

航空发动机离心叶轮叶片是航空发动机的关键件，经常会承受交变载荷。叶片的振动疲劳试验用于确定叶片在不同交变载荷下的疲劳寿命，或者确定叶片在规定寿命下的疲劳极限，也可用来进行故障分析和改进设计检验。

长期以来，航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验都是直接通过压板使离心叶轮叶片悬臂固持安装于振动台上进行高周疲劳试验。试验时，在叶片一阶弯曲固有频率下产生大位移振幅的振动，让叶片最危险截面处产生大应力而疲劳破坏。

然而，现有技术中，通过在振动台上对叶片进行高应力水平的振动疲劳试验时，经常出现台面最大推力时，叶片上的振动响应水平依然无法使叶片出现疲劳破坏，造成最终得不到该型号叶片的疲劳极限试验结果。

现有技术的上述试验方式，是直接通过压板使离心叶轮叶片悬臂固持安装于振动台上进行高周疲劳试验，但由于航空发动机离心叶轮叶片的形状多般为叶根宽、叶身短，试验时，要让叶片产生大位移振幅振动相当困难，因此在振动台最大推力下，叶片的振动位移依然无法使叶片产生疲劳破坏。另外，振动台长时间在最大推力、满负荷条件下工作很容易产生损伤。

因此，需要开发一种用于航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验的新型试验装置。

在所述背景技术部分公开的上述信息仅用于加强对本实用新型的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

实用新型内容

本实用新型的一个主要目的在于克服上述现有技术的至少一种缺陷，提供一种用于航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验的夹具装置，使得振动台的激励传递至叶片时被放大，满足试验要求使叶片出现疲劳破坏。

本实用新型的另一个主要目的在于克服上述现有技术的至少一种缺陷，提供一种具有本实用新型夹具装置的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置，使得振动台的激励传递至叶片时被放大，满足试验要求使叶片出现疲劳破坏。

为实现上述实用新型目的，本实用新型采用如下技术方案：

根据本实用新型的一个方面，提供了一种夹具装置：

一种夹具装置，用于航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验，所述夹具装置包括：叶片固定装置、底板、放大梁及一对调整垫块；所述底板上设置有上固定件和用于将所述底板固定于振动台的下固定件；所述放大梁上与所述上固定件对应的位置设置有用于将所述放大梁固定于所述底板的底板固定件，所述叶片固定装置将试验件叶片固定于所述放大梁的上表面；通过所述底板固定件和上固定件以将所述放大梁固定于所述底板；所述一对调节垫块垫设于所述放大梁和所述底板之间，且分别位于所述试验件叶片的两侧，每一所述调节垫块上设置有腰形通孔，多个所述连接件穿过同一所述腰形通孔，且各所述连接件之间的最大距离小于所述腰形通孔的纵向长度。

本实用新型的夹具装置，优选的，一对所述调节垫块的间距为使得所述放大梁的一阶弯曲频率与所述试验件叶片的一阶弯曲频率相同或相差1％的间距。

本实用新型的夹具装置，优选的，所述放大梁上设置有长度刻度或贴设有标尺。

本实用新型的夹具装置，优选的，所述连接件为螺栓。

本实用新型的夹具装置，优选的，所述叶片固定装置包括上压板和下压板，所述上压板和所述下压板的四个角部对应位置均设置有通孔。

本实用新型的夹具装置，优选的，所述下固定件为螺栓孔，所述上固定件为螺纹孔。

本实用新型的夹具装置，优选的，所述放大梁的上表面设置有与所述上压板的通孔、所述下压板的通孔位置对应的螺纹孔。

本实用新型的夹具装置，优选的，所述一对调节垫块左右对称的设置于所述试验件叶片的两侧。

本实用新型的夹具装置，优选的，所述底板固定件为通孔。

根据本实用新型的另一方面，提供了一种具有本实用新型夹具装置的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置。

由上述技术方案可知，本实用新型的优点和积极效果在于：本实用新型的夹具装置，使得振动台的激励传递至叶片时被放大，并可满足试验要求使叶片出现疲劳破坏。

本实用新型的用于航空发动机离心叶轮单个叶片高周疲劳试验的夹具装置，通过梁结构的共振，放大了叶片的振动响应，可在振动台推力范围内使得叶片满足疲劳破坏的要求。

附图说明

通过结合附图考虑以下对本实用新型的优选实施例的详细说明，本实用新型的各种目标、特征和优点将变得更加显而易见。附图仅为本实用新型的示范性图解，并非一定是按比例绘制。在附图中，同样的附图标记始终表示相同或类似的部件。

图1为本实用新型实施例的夹具装置的俯视示意图。

图2为图1中的A-A剖视图。

图3为本实用新型实施例的夹具装置的底板的俯视示意图。

图4为本实用新型实施例的夹具装置的调节垫块的俯视示意图。

图5为图4中的B-B剖视图。

图6为本实用新型实施例的夹具装置的放大梁的俯视示意图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本实用新型将全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。

在说明本实用新型或本实用新型优选实施例的元件时，词“一”、“一个”、“该”以及“所述”意欲指的是存在着一个或更多个元件。术语“包括”、“包含”和“具有”等意欲是开放性的且指的是除了所列出的元件之外还可存在其它元件。

本实用新型实施例的夹具装置，可用于但不限于是用于本实用新型实施例的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置。本实用新型实施例的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置，具有本实用新型实施例的夹具装置。

如图1和图2所示，本实用新型实施例的夹具装置包括底板1、右调节垫块2、放大梁3、上压板5、下压板6以及左调节垫块7，其中的上压板5、下压板6，是用于固定试验件叶片4的叶片固定装置。

如图3所示，本实施例中，底板1上有8个螺栓孔(螺栓孔11、螺栓孔12、螺栓孔13、螺栓孔14、螺栓孔15、螺栓孔22、螺栓孔23、螺栓孔24)，可以用螺栓通过8个螺栓孔将底板1固定在本实用新型实施例的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置的振动台的活动台面上。本实用新型的夹具装置，并不局限于使用螺栓孔作为下固定件，通过螺栓与振动台进行固定，也可以使用其他的固定方式。

如图3所示，底板1上有12个螺纹孔(螺纹孔8、螺纹孔9、螺纹孔10、螺纹孔16、螺纹孔17、螺纹孔18、螺纹孔19、螺纹孔20、螺纹孔21、螺纹孔25、螺纹孔26、螺纹孔27)，如图4和图5所示，右调节垫块2、左调节垫块7均有两个腰形通孔(或称长孔)28，腰形通孔28的作用，是供连接放大梁3与底座1的螺栓穿过，以在调整放大梁3的一阶弯曲频率时，能够不用拆除螺栓而直接进行调整。例如，穿过通孔29、通孔30、通孔31，分别拧入螺纹孔8、螺纹孔9、螺纹孔10的三根螺栓，穿过同一腰形通孔28，而腰形通孔28的纵向长度则大于螺纹孔8和螺纹孔10的间距，可方便进行右调节垫块2与左调节垫块7之间间距的调整，不用拆除螺栓，增加了试验效率。

本实用新型的夹具装置，并不局限于使用螺栓孔作为上固定件，与放大梁3进行固定。且连接放大梁3与底板1的连接件也不局限于是螺栓。

如图6所示，放大梁3上有12个通孔(通孔29、通孔30、通孔31、通孔34、通孔35、通孔36、通孔37、通孔38、通孔39、通孔42、通孔43、通孔44)，如图6所示，用螺栓通过放大梁3上的12个通孔、右调节垫块2和左调节垫块7上的腰形通孔28以及底板1上的6个螺纹孔将放大梁3、右调节垫块2、左调节垫块7以及底板1连接，形成梁结构。本实用新型的夹具装置，并不局限于使用通孔作为底板固定件，与底板1进行固定。

如图6所示，放大梁3上有4个螺纹孔(螺纹孔32、螺纹孔33、螺纹孔40、螺纹孔41)，用螺栓通过放大梁3上的螺纹孔将试验件叶片4、上压板5及下压板6固定在放大梁3的上表面。

在进行试验时，需先进行调试，可通过频率测试设备，例如信号发生器等，获取试验件叶片4的一阶弯曲频率f₁以及放大梁3的一阶弯曲频率f₂，其中，右调节垫块2和左调节垫块7上开有腰形通孔28，通过调节右调节垫块2和左调节垫块7之间的距离，改变放大梁3的一阶弯曲频率f₂，直至放大梁3的一阶弯曲频率f₂与试验件叶片4一阶弯曲频率f₁相同或者相差1％，也即夹具装置频率调试结束。一阶弯曲频率也称一阶模态弯曲频率。

上述的调整是在固定好各螺栓以后进行的。由于是沿腰形通孔28的纵向移动调节垫块2、7，因此免除了拆装螺栓的工序，增加了试验效率。在频率调整后调节垫块2、7的端部不一定与放大梁3的端部对齐，但调节垫块2、7优选的是左右对称的设置于试验件叶片4的两侧。可在放大梁3上设置长度刻度或贴设标尺，以便于提高频率调整的效率。

而调节垫块2、7在图1中上下方向的长度大于或等于放大梁3在该方向的长度，以保证对放大梁3的有效支撑。

试验时，在试验件叶片4的一阶弯曲频率的共振频率下进行，振动台的激励载荷传递至试验件叶片4过程中，由于放大梁3的一阶弯曲频率f₂与试验件叶片4的一阶模态弯曲频率f₁基本重合，此时放大梁3同时发生共振，于是试验件叶片4上的振动响应被放大，并可以较轻松地使试验件叶片4发生疲劳破坏，通过分析某型号航空发动机离心叶轮单个叶片高周疲劳试验数据，在振动台最大推力的60％激励下进行试验时，试验件叶片4上的振动响应放大了10倍并产生疲劳破坏。

本实用新型的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置，进行航空发动机离心叶轮单个叶片高周疲劳试验的试验原理是使悬臂固持状态下的测试件叶片4在一阶弯曲共振频率下大振幅振动，让测试件叶片4最危险截面处产生大应力疲劳裂断。激振力由本实用新型的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置的电动振动台提供，活动台面与夹具装置的质量远大于试验件叶片4的质量，用可调频的电磁激振力激振活动台面，当激振力的频率大致等于试验件叶片4的自振频率时，活动台面与夹具装置基本上不动，而试验件叶片4可在所要求的振幅下进行恒幅振动。调整本实用新型的航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置的功率放大器输出能量的大小来调节试验件叶片4的振幅，使其保持稳定，直到产生疲劳裂纹止。

因此通过本实用新型实施例的夹具装置，可以让振动台不在最大推力下进行满负荷试验情况下就能让叶片获得足够的振动响应从而使叶片发生疲劳破坏。

应理解，以上描述的多个示例可沿多个方向(如倾斜、颠倒、水平、垂直，等等)并且以多个构造被利用，而不背离本实用新型的原理。附图中示出的实施例仅作为本实用新型的原理的有效应用的示例而被示出和描述，本实用新型并不限于这些实施例的任何具体的细节。

当然，一旦仔细考虑代表性实施例的以上描述，本领域技术人员就将容易理解，可对这些具体的实施例做出多种改型、添加、替代、删除以及其他变化，并且这些变化在本实用新型的原理的范围内。因此，前面的详细描述应被清楚地理解为是仅以说明和示例的方式来给出的，本实用新型的精神和范围仅由所附权利要求书及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种夹具装置，用于航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验，其特征在于，所述夹具装置包括：

叶片固定装置；

底板，所述底板上设置有上固定件和用于将所述底板固定于振动台的下固定件；

放大梁，所述放大梁上与所述上固定件对应的位置设置有用于将所述放大梁固定于所述底板的底板固定件，所述叶片固定装置将试验件叶片固定于所述放大梁的上表面；

连接件，通过所述底板固定件和上固定件以将所述放大梁固定于所述底板；以及

一对调节垫块，垫设于所述放大梁和所述底板之间，且分别位于所述试验件叶片的两侧，每一所述调节垫块上设置有腰形通孔，多个所述连接件穿过同一所述腰形通孔，且各所述连接件之间的最大距离小于所述腰形通孔的纵向长度。

2.如权利要求1所述的夹具装置，其特征在于，一对所述调节垫块的间距为使得所述放大梁的一阶弯曲频率与所述试验件叶片的一阶弯曲频率相同或相差1％的间距。

3.如权利要求2所述的夹具装置，其特征在于，所述放大梁上设置有长度刻度或贴设有标尺。

4.如权利要求1所述的夹具装置，其特征在于，所述连接件为螺栓。

5.如权利要求3所述的夹具装置，其特征在于，所述叶片固定装置包括上压板和下压板，所述上压板和所述下压板的四个角部对应位置均设置有通孔。

6.如权利要求1所述的夹具装置，其特征在于，所述下固定件为螺栓孔，所述上固定件为螺纹孔。

7.如权利要求5所述的夹具装置，其特征在于，所述放大梁的上表面设置有与所述上压板的通孔、所述下压板的通孔位置对应的螺纹孔。

8.如权利要求1所述的夹具装置，其特征在于，所述一对调节垫块左右对称的设置于所述试验件叶片的两侧。

9.如权利要求1所述的夹具装置，其特征在于，所述底板固定件为通孔。

10.一种航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置，其特征在于，所述航空发动机离心叶轮叶片高周疲劳试验装置具有权利要求1-9任一所述的夹具装置。