CN103592018A - 一种高低周复合疲劳试验高周振幅测量装置及方法 - Google Patents

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Abstract

一种高低周复合疲劳试验高周振幅测量装置及方法，包括：第一低周载荷加力机构、第一传力销钉、传力主拉力板、第一压紧螺栓、叶片夹具、第一传力顶板、高频感应加温圈、第一滚动轴承、传力圆棒、第二传力顶板、涡轮盘、承力凸耳、第二滚动轴承、涡轮叶片、第二压紧螺栓、高周载荷传递板、第二低周载荷加力机构、第二传力销钉、激振器、针尖和长焦显微镜。本发明实现了即使在较高温度（200℃）下，仍能准确测量叶尖的振幅。

Description

一种高低周复合疲劳试验高周振幅测量装置及方法
技术领域
本发明涉及榫接高低周复合疲劳试验领域，具体来说，是一种用于实验室高低周复合疲劳试验中叶尖振幅测量装置及方法。
背景技术
涡轮是航空发动机中核心部件之一，它的寿命很大程度上决定了发动机的寿命。其榫接部位工作环境十分苛刻，除了受到高温高压燃气的冲击，还承受离心力和热应力构成的低循环载荷，以及叶片受气动载荷而产生的高循环载荷。因此，榫接部位极易产生疲劳裂纹。
为对涡轮榫接结构进行准确定寿，需在实验室开展榫接高低周复合疲劳试验。为此，实验室提出了全尺寸涡轮榫接高温复合疲劳加载方案，由液压系统提供低周载荷，电磁激振器提供振动载荷。位移传感器一般只能测量物体在温度不高时下的振幅值，但是对于本试验中叶片温度在200℃左右，且被包在夹具内，此时用传统的位移传感器不能测量叶尖的振幅，为此亟需一种新方法去准确测量叶尖振幅。
发明内容
为了克服背景技术中的不足，本发明提出了一种高低周复合疲劳试验高周振幅测量量装置及方法，实现了即使在较高温度（200℃）下，仍能准确测量叶尖的振幅。
本发明技术解决方案：一种高低周复合疲劳试验高周振幅测量装置，包括：第一低周载荷加力机构1、第一传力销钉2、传力主拉力板3、第一压紧螺栓4、叶片夹具5、第一传力顶板6、高频感应加温圈7、第一滚动轴承8、传力圆棒9、第二传力顶板10、涡轮盘11、承力凸耳12、第二滚动轴承13、涡轮叶片14、第二压紧螺栓15、高周载荷传递板16、第二低周载荷加力机构18、第二传力销钉19、激振器20；在试验过程中，第一低周载荷加力机构1通过第一传力销钉2与传力主拉力板3连接，然后通过传力圆棒9以及第二传力顶板10将力传给叶片夹具5，其中在叶片夹具承力凸耳12上安装滚动轴承13来减少力的消耗，此即是低周传力装置连接关系；激振器20通过激励高周载荷传递板16上的激振点17来模拟高周载荷，此即高周传力装置连接关系；针尖21在激振点17前缘4mm-6mm处安装，长焦显微镜22安装在针尖21前0.4m-0.6m处。
所述长焦显微镜22为分辨率为0.001mm，焦距为300mm。
高低周复合疲劳试验高周振幅测量方法，其实现步骤如下：
（1）在激振点17前缘4mm-6mm处安装一根针尖21；在针尖21前0.4m-0.6m处安装长焦显微镜22；
（2）通过ANSYS软件进行有限元计算，模拟涡轮叶片和涡轮盘以及夹具结构在试验状态下的位移场，确定针尖处的位移幅值和叶尖位移幅值的比值；
（3）在实验室进行高低周复合疲劳试验时，通过长焦显微镜观测针尖的位移幅值，然后通过换算，即获得叶尖处的振幅。
本发明与现有技术相比优点在于：
（1）本发明由于安装了针尖和长焦显微镜;实现了在试验温度下（200℃）叶尖振幅的测量，克服了位移传感器不能测量试验状态下叶尖的振幅。
（2）本发明的长焦显微镜分辨率达到0.001mm，放大倍数高，且通过数值模拟结果得到的换算比，即可获得叶尖振幅值，可改善高低周复合疲劳试验精度，且简单易于实现。
附图说明
图1为本发明测量装置整体结构主视图；
图2为本发明测量装置整体结构侧视图；
图3为涡轮盘和涡轮叶片及夹具结构在试验状态下的位移场。
具体实施方式
如图1、2所示，第一低周载荷加力机构1通过第一传力销钉2与传力主拉力板3连接，然后通过传力圆棒9以及第二传力顶板10将力传给叶片夹具5，其中在叶片夹具承力凸耳12上安装滚动轴承13来减少力的消耗，此即是低周传力装置连接关系。激振器20通过激励高周载荷传递板16上的激振点17来模拟高周载荷，此即高周传力装置连接关系。
在测量过程中，低周载荷通过第一低周载荷加力机构1、第二低周载荷加力机构18施加，通过传力主拉力板3以及传力圆棒9后移至轮盘11榫槽后方，然后用第一传力顶板6、第二传力顶板10从后方推至试验叶片夹具5上的承力凸耳12上。这样，在保证低周载荷很好传递的同时，使承力凸耳12上的滑动摩擦变为滚动摩擦，摩擦系数减少了两个数量级，变为要克服承力凸耳面上的滚动摩擦力，激振器20产生的振动载荷可以很容易地克服此力，在基本上不受损失的情况下顺利地传到轮盘11榫槽榫齿上。为进一步减少高周激振力的传递阻力，在承力凸耳12和传力圆棒9上均套加第一滚动轴承8和第二滚动轴承13，这样对激振器的功率要求可以大幅度下降。同时，此方案高周振动支点位于传力圆棒9处，此时在激振点17处施加振动则可使涡轮盘榫齿的振动应力的分布满足：在涡轮盘一齿的振动应力最大，二、三、四齿振动应力逐渐减小。
如图2所示，在激振点17前缘安装5mm长针尖21，在针前0.5m处安装长焦显微镜22（分辨率为0.001mm，焦距为300mm）。测量过程中通过激振器20模拟施加高周载荷，激励高周载荷传递板16振动，针尖21随之振动，长焦显微镜22精确读取针尖位移幅值。
如图3所示，采用ANSYS软件对涡轮盘和涡轮叶片以及夹具结构进行有限元分析，施加边界条件来模拟在试验过程中它们受到的载荷：①对盘心进行全约束，对夹具施加10T拉力，来模拟试验时的低周载荷；②在夹具前缘施加位移边界条件，其中振幅为8mm，频率为23.5Hz，来模拟高周载荷。最后可以获得整个结构的位移场，并确定针尖位移幅值和叶尖位移幅值的比值，通过分析结果可知，两者比值为2.26:1.
因此，在进行榫接高低周复合疲劳试验时，只要通过长焦显微镜观测针尖处振幅，然后通过针尖和叶尖位移幅值比，就可以获得叶尖振幅值。
本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
以上所述，仅为本发明部分具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种高低周复合疲劳试验高周振幅测量装置，包括：第一低周载荷加力机构（1）、第一传力销钉（2）、传力主拉力板（3）、第一压紧螺栓（4）、叶片夹具（5）、第一传力顶板（6）、高频感应加温圈（7）、第一滚动轴承（8）、传力圆棒（9）、第二传力顶板（10）、涡轮盘（11）、承力凸耳（12）、第二滚动轴承（13）、涡轮叶片（14）、第二压紧螺栓（15）、高周载荷传递板（16）、第二低周载荷加力机构（18）、第二传力销钉（19）、激振器（20）；在试验过程中，第一低周载荷加力机构（1）通过第一传力销钉（2）与传力主拉力板（3）连接，然后通过传力圆棒（9）以及第二传力顶板（10）将力传给叶片夹具（5），其中在叶片夹具承力凸耳（12）上安装滚动轴承（13）来减少力的消耗，此即是低周传力装置连接关系；激振器（20）通过激励高周载荷传递板（16）上的激振点（17）来模拟高周载荷，此即高周传力装置连接关系；针尖（21）在激振点（17）前缘4mm-6mm处安装，长焦显微镜（22）安装在针尖（21）前0.4m-0.6m处。
2.根据权利要求1所述的高低周复合疲劳试验高周振幅测量装置，其特征在于：所述长焦显微镜（22）为分辨率为0.001mm，焦距为300mm。
3.利用权利要求1所述的装置进行高低周复合疲劳试验高周振幅测量方法，其特征在于实现步骤如下：
（1）在激振点（17）前缘4mm-6mm处安装一根针尖（21）；在针尖（21）前0.4m-0.6m处安装长焦显微镜（22）；
（2）通过ANSYS软件进行有限元计算，模拟涡轮叶片和涡轮盘以及夹具结构在试验状态下的位移场，确定针尖处的位移幅值和叶尖位移幅值的比值；
（3）在实验室进行高低周复合疲劳试验时，通过长焦显微镜观测针尖的位移幅值，然后通过换算，即获得叶尖处的振幅。
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104034524A (zh) * 2014-06-24 2014-09-10 中国飞机强度研究所 一种声静联合加载试验装置及方法
CN104535438A (zh) * 2014-12-31 2015-04-22 北京航空航天大学 一种试验件高温高低周复合疲劳裂纹扩展试验系统及测量方法
CN106644490A (zh) * 2016-12-31 2017-05-10 北京航空航天大学 一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法
CN108444720A (zh) * 2018-05-29 2018-08-24 北京航空航天大学 一种涡轮小叶片榫接结构的高低周复合疲劳试验夹具
CN109030253A (zh) * 2018-08-02 2018-12-18 太原理工大学 圆钢管超低周疲劳试验装置及塑性变形采集方法
CN109470468A (zh) * 2018-12-29 2019-03-15 北京航空航天大学 一种涡轮榫接结构的高低周复合疲劳试验夹具
CN112082886A (zh) * 2020-09-14 2020-12-15 北京航空航天大学 一种提供正交加载的小型高低周复合疲劳原位试验机
CN112525457A (zh) * 2020-12-25 2021-03-19 北京航空航天大学 高温双轴无干涉高低周复合疲劳试验夹具及试验方法
CN115791142A (zh) * 2023-02-09 2023-03-14 中国航发四川燃气涡轮研究院 轴向限位叶片结构及配置方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020162400A1 (en) * 2001-03-05 2002-11-07 Ming Xie Multiaxial high cycle fatigue test system
CN101464240A (zh) * 2009-01-14 2009-06-24 北京航空航天大学 涡轮盘/叶片榫接高温复合疲劳加载方法及其装置
CN201382883Y (zh) * 2009-01-14 2010-01-13 北京航空航天大学 涡轮盘/叶片榫接高温复合疲劳加载装置
CN102721546A (zh) * 2012-06-28 2012-10-10 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种机械力与声波耦合激振系统及测试系统装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020162400A1 (en) * 2001-03-05 2002-11-07 Ming Xie Multiaxial high cycle fatigue test system
CN101464240A (zh) * 2009-01-14 2009-06-24 北京航空航天大学 涡轮盘/叶片榫接高温复合疲劳加载方法及其装置
CN201382883Y (zh) * 2009-01-14 2010-01-13 北京航空航天大学 涡轮盘/叶片榫接高温复合疲劳加载装置
CN102721546A (zh) * 2012-06-28 2012-10-10 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种机械力与声波耦合激振系统及测试系统装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
康宁，等: "高低周复合疲劳试验中振动应力的监测与计算", 《燃气涡轮试验与研究》 *
王荣桥，等: "涡轮盘榫槽高温复合疲劳试验方案研究", 《航空动力学报》 *
王荣桥，等: "轻、重腐蚀涡轮盘榫齿高温复合疲劳试验研究", 《推进技术》 *

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104034524A (zh) * 2014-06-24 2014-09-10 中国飞机强度研究所 一种声静联合加载试验装置及方法
CN104535438A (zh) * 2014-12-31 2015-04-22 北京航空航天大学 一种试验件高温高低周复合疲劳裂纹扩展试验系统及测量方法
CN104535438B (zh) * 2014-12-31 2017-07-04 北京航空航天大学 一种试验件高温高低周复合疲劳裂纹扩展试验系统及测量方法
CN106644490A (zh) * 2016-12-31 2017-05-10 北京航空航天大学 一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法
CN106644490B (zh) * 2016-12-31 2018-08-03 北京航空航天大学 一种涡轮榫接结构高低周复合疲劳裂纹扩展寿命预测方法
CN108444720A (zh) * 2018-05-29 2018-08-24 北京航空航天大学 一种涡轮小叶片榫接结构的高低周复合疲劳试验夹具
CN109030253A (zh) * 2018-08-02 2018-12-18 太原理工大学 圆钢管超低周疲劳试验装置及塑性变形采集方法
CN109030253B (zh) * 2018-08-02 2020-08-28 太原理工大学 圆钢管超低周疲劳试验装置及塑性变形采集方法
CN109470468A (zh) * 2018-12-29 2019-03-15 北京航空航天大学 一种涡轮榫接结构的高低周复合疲劳试验夹具
CN109470468B (zh) * 2018-12-29 2020-08-07 北京航空航天大学 一种涡轮榫接结构的高低周复合疲劳试验夹具
CN112082886A (zh) * 2020-09-14 2020-12-15 北京航空航天大学 一种提供正交加载的小型高低周复合疲劳原位试验机
CN112082886B (zh) * 2020-09-14 2021-06-11 北京航空航天大学 一种提供正交加载的小型高低周复合疲劳原位试验机
CN112525457A (zh) * 2020-12-25 2021-03-19 北京航空航天大学 高温双轴无干涉高低周复合疲劳试验夹具及试验方法
CN115791142A (zh) * 2023-02-09 2023-03-14 中国航发四川燃气涡轮研究院 轴向限位叶片结构及配置方法
CN115791142B (zh) * 2023-02-09 2023-06-13 中国航发四川燃气涡轮研究院 轴向限位叶片结构及配置方法

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