一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法技术

本申请提供了一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法，所述方法包括：获取真实涡轮叶片，所述真实涡轮叶片包括叶身、伸根及榫头；在真实涡轮叶片的叶身上进行切割，使真实涡轮叶片的叶身形成部分叶身，以及在真实涡轮叶片的榫头上进行切割，使真实涡轮叶片的伸根形成完整伸根及部分榫头，其中，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割部位使得所述伸根部位的抗弯截面系数最低以及切割后的涡轮叶片一阶固有频率与真实涡轮叶片相同或相近；加工制造固定夹持端头；将所述固定夹持端头固定于切割后的榫头部位，从而形成涡轮叶片伸根振动疲劳试验件。本申请提供的方法可准确获取涡轮叶片伸根部位的疲劳极限数据。轮叶片伸根部位的疲劳极限数据。轮叶片伸根部位的疲劳极限数据。

【技术实现步骤摘要】
一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法


[0001]本申请属于航空发动机
，特别涉及一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件。

技术介绍

[0002]涡轮叶片不同部位的疲劳性能获取是评价涡轮叶片结构强度可靠性的基础，是保障涡轮叶片乃至整个发动机关重件安全性的重要手段。现阶段主要采用构件级振动疲劳试验来获取涡轮叶片的疲劳极限，对于涡轮叶片来说，试验过程中的失效位置主要为叶根，因此测试的疲劳性能仅能反映叶根的疲劳抗性水平。目前叶片伸根断裂逐步成为涡轮叶片失效的主要模式，单纯的使用叶根疲劳极限不能准确的评价伸根动强度储备，因此获取伸根部位疲劳极限具有重要意义。
[0003]为解决上述问题，中国专利技术专利CN108267302A公开了种测试风扇叶片榫头强度的试验件，其包含有榫头和榫头上部延伸段，采用与叶片相同的机加工艺、失效模式与应力分量与真实风扇叶片特征部位相似。但该试验件为重新设计件，在材料、工艺偏离度上与真实叶片均有差异，无法反映真实叶片在该特征部位的疲劳性能，存在较大的局限性。

技术实现思路

[0004]本申请的目的是提供了一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法，以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题。
[0005]本申请的技术方案是：一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件构建方法，所述方法包括：
[0006]获取真实涡轮叶片，所述真实涡轮叶片包括叶身、伸根及榫头；
[0007]在真实涡轮叶片的叶身上进行切割，使真实涡轮叶片的叶身形成部分叶身，以及在真实涡轮叶片的榫头上进行切割，使真实涡轮叶片的伸根形成完整伸根及部分榫头，其中，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割部位使得所述伸根部位的抗弯截面系数最低以及切割后的涡轮叶片一阶固有频率与真实涡轮叶片相同或相近；
[0008]加工制造固定夹持端头；
[0009]将所述固定夹持端头固定于切割后的榫头部位，从而形成涡轮叶片伸根振动疲劳试验件。
[0010]进一步的，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割面平行于发动机轴线。
[0011]进一步的，所示榫头的切割部位位于榫头的最宽截面处。
[0012]进一步的，所述固定夹持端头通过焊接与切割后的榫头部位固定。
[0013]另一方面，本申请还提供了一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件，所述涡轮叶片伸根振动疲劳试验件包括：
[0014]具有部分叶身、完整伸根及部分榫头的切割后涡轮叶片，其中，所述切割后涡轮叶片通过真实涡轮叶片得到，通过在所述真实涡轮叶片的叶身上进行切割而使真实涡轮叶片的叶身形成部分叶身，以及通过在真实涡轮叶片的榫头上进行切割而使真实涡轮叶片的伸
根形成完整伸根和部分榫头，其中，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割部位使得所述伸根部位的抗弯截面系数最低以及切割后的涡轮叶片一阶固有频率与真实涡轮叶片相同或相近；
[0015]固定夹持端头，所述固定夹持端头固定在切割后的榫头部位。
[0016]进一步的，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割面平行于发动机轴线。
[0017]进一步的，所示榫头的切割部位位于榫头的最宽截面处。
[0018]进一步的，所述固定夹持端头通过焊接与切割后的榫头部位固定。
[0019]进一步的，所述固定夹持端头包括一体连接的固定端及夹持端，所述固定端的连接面适配于榫头的切割面，所述夹持端的宽度大于所述固定端，所述固定端与夹持端之间圆滑过渡。
[0020]进一步的，所述切割后涡轮叶片还包括位于部分叶身与完整伸根之间的缘板，所述缘板的前后端具有前缘门帘和尾缘门帘。
[0021]本申请提供的涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法可准确获取涡轮叶片伸根部位的疲劳极限数据，且适用的取样位置范围更广，取样定位精度高，同一取样位置多次取样定位一致，更能满足工程实际需求，取样夹具使用时具有良好的可操作性，实现取样规范性和一致性，对评价涡轮叶片伸根部位疲劳强度，提高涡轮叶片使用安全性具有重要意义。
附图说明
[0022]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0023]图1为本申请的涡轮叶片伸根振动疲劳试验件组成示意图。
具体实施方式
[0024]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0025]为了解决现有技术中，采用整体试验件在伸根部位结构与真实叶片存在差异而无法获取伸根部位疲劳极限，或是通过加工得到部件试验件却不可避免的在伸根结构上与真实涡轮叶片产生结构性差异的问题，本申请中提出一种可准确获取涡轮叶片伸根部位疲劳极限数据的伸根振动疲劳试验件。
[0026]如图1所示，本申请提供了一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法，适用于涡轮叶片伸根结构振动疲劳性能获取，该方法包括：
[0027]S1、获取真实涡轮叶片。
[0028]如图1左图所示，真实涡轮叶片10主要包括叶身11、伸根17及榫头18。
[0029]S2、在真实涡轮叶片10的叶身11上沿着叶身切割面12进行切割，使真实涡轮叶片的叶身11切割后的形成部分叶身11
’
和叶尖13，以及在真实涡轮叶片的榫头18上沿着榫头切割面19进行切割，使真实涡轮叶片的伸根17形成完整的伸根及部分榫头18
’
。
[0030]其中，真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割面部位使得伸根17的抗弯截面系数最低以及切割后的涡轮叶片一阶固有频率与真实涡轮叶片相同或相近。
[0031]在本申请一些优选实施例中，叶身及榫头的切割面平行于发动机轴线，榫头18的榫头切割面19位于榫头的最宽位置处。
[0032]此外，继续参见图1左图所示，本申请该实施例中的真实涡轮叶片10还具有缘板14，该缘板14的前后端分别具有前缘门帘15和尾缘门帘16。
[0033]通过上述设置，切割后涡轮叶片在保证伸根17结构完成性的同时(伸根17结构与真实涡轮叶片完全一致)，伸根17的抗弯截面系数最低(即为试验件振动应力最高的部位)，试验时优先断裂或损坏，从而能够真实反映涡轮叶片伸根17部位的振动疲劳极限。
[0034]S3、加工制造固定夹持端头。
[0035]如图1右图所示，固定夹持端头20一体式加工形成的固定端21及夹持端23，固定端21的连接面22适配于榫头18的榫头切割面19，夹持端23的宽度大于固定端，方便夹持，固定端21与夹持端23之间通过圆滑曲面24过渡连接。
[0036]S4、将固定夹持端头20固定于切割后的榫头部位，从而形成涡轮叶片伸根振动疲劳试验件
[0037]固定端21的连接面与榫头切割面19通过焊接连接，从而将榫头18与固定夹持端头20连接为一个刚性体。
[0038]试验时，夹持端23以圆滑曲面23为界限而装夹在试验设备上，形成与振动疲劳试验器的刚本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件构建方法，其特征在于，所述方法包括：获取真实涡轮叶片，所述真实涡轮叶片包括叶身、伸根及榫头；在真实涡轮叶片的叶身上进行切割，使真实涡轮叶片的叶身形成部分叶身，以及在真实涡轮叶片的榫头上进行切割，使真实涡轮叶片的伸根形成完整伸根及部分榫头，其中，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割部位使得所述伸根部位的抗弯截面系数最低以及切割后的涡轮叶片一阶固有频率与真实涡轮叶片相同或相近；加工制造固定夹持端头；将所述固定夹持端头固定于切割后的榫头部位，从而形成涡轮叶片伸根振动疲劳试验件。2.如权利要求1所述的涡轮叶片伸根振动疲劳试验件构建方法，其特征在于，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割面平行于发动机轴线。3.如权利要求1所述的涡轮叶片伸根振动疲劳试验件构建方法，其特征在于，所示榫头的切割部位位于榫头的最宽截面处。4.如权利要求1所述的涡轮叶片伸根振动疲劳试验件构建方法，其特征在于，所述固定夹持端头通过焊接与切割后的榫头部位固定。5.一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件，其特征在于，所述涡轮叶片伸根振动疲劳试验件包括：具有部分叶身、完整伸根及部分榫头的切割后涡轮叶片，其中，所述切割后涡轮叶片通过真实涡轮叶片得到，通过在所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴云伍，李玉韦，李莹，张天紫，张代龙，苏航，韩方军，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：