CN108254144A - 一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构 - Google Patents

一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构 Download PDF

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CN108254144A CN201711426959.1A CN201711426959A CN108254144A CN 108254144 A CN108254144 A CN 108254144A CN 201711426959 A CN201711426959 A CN 201711426959A CN 108254144 A CN108254144 A CN 108254144A
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高雄兵
何凌川
吴坚
于进学
沈庆阳
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
    • G01M7/02—Vibration-testing by means of a shake table

Abstract

本发明属于航空发动机领域，具体涉及到一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构。一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，由叶背面配重块1、叶盆面配重块2、叶片试验件3、螺栓4及螺母5组成。本发明通过配重块两端的螺栓将两个配重块连接的结构，不但可以避免对高频叶片叶身结构的破坏，还可以使装配时配重块对叶身产生的挤压应力更加均匀。前后配重块和顶部焊接设计，使振动应力分布于叶身与配重装配面和顶部焊接处，顶部焊接不再承受全部振动应力，避免了叶尖焊接配重对焊接缺陷的敏感性。配重块的上厚下薄结构以及进气边的倒圆结构都有效避免了降低配重块底部与叶身装配处的应力集中问题。

Description

一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构
技术领域
本发明属于航空发动机领域，具体涉及到一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构。
背景技术
测量航空发动机叶片构件的高周疲劳极限试验多在振动台上进行，而目前在振动台上无法直接对高频叶片进行高周疲劳极限测量试验，为了解决这个问题就必须降低叶片的固有频率。通常，降低叶片频率方法有两种：一种方法通过去掉叶片叶根部分的材料来实现降频；另一种方法通过在靠近叶片叶尖位置处加配重来实现降频。去材料方法不但会改变叶身的振型和振动应力分布从而影响试验效果，而且当去除材料较多时还涉及到加工困难的问题。目前，对叶片降频多采用加配重方法。先前的加配重方法通常是将配重粘接或在叶尖处焊接配重块。但是，两种方法都存在无法避免的问题，粘接法的连接牢固度较低，一般只适用于低激振力叶片，且对粘接剂和粘接面质量要求较高。焊接法虽然连接较牢固，但整个配重均位于叶尖顶部会对焊接质量提出较高要求，焊接质量的好坏对试验数据的有效性有显著影响。
发明内容
本发明的目的
本发明创造的目的是通过在高频叶片的叶盆面和叶背面分别安装一个配重块，然后通过配重块两端的螺栓将两个配重块连接起来，最后将配重块与叶尖顶部焊接在一起。通过配重块的安装，使得叶片固有频率大幅降低，从而保证高频叶片在振动台上的高周疲劳极限测量试验得以顺利实施。本发明针对高频叶片的降频提出了新的结构解决方案。
本发明的技术方案
一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，由叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)、叶片试验件(3)、螺栓(4)及螺母(5)组成。装配时，先通过螺栓(4) 与螺母(5)将叶盆面配重块1、叶背面配重块2连接在一起构成预连接结构，再通过对螺纹连接的调整保证预连接结构装配到叶片试验件(3)指定位置处。采用径向定位确保装配位置的可靠性，装配时的基准位置为叶片试验件(3)叶尖的排气边，保证装配后该基准位置与叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)顶端面的径向尺寸达到指定值。装配后，将叶片试验件(3)的叶尖与叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)焊接在一起。为防止振动时螺栓和配重块之间发生松动，在拧紧螺栓和螺母后，将螺母和螺栓点焊在配重块上。
螺栓(4)和螺母(5)可选用标准件。为了提高连接强度也可以采用高强度的航空材料进行重新加工，此时可让螺母(5)的拧紧力矩达到上限值。
叶背面配重块(1)和叶盆面配重块(2)结构示意图分别见图2和图3。设计时，保证两配重块质量接近。配重块与叶身接触面轮廓边K的设计参考相应位置处的叶型设计，在沿径向划分截面(如图3所示的0、I、II和III截面)，给出轮廓边K各截面径向高度及轮廓曲线数据(对于叶背面配重块建立Xn和Yn坐标并对结构参数进行设计，如图2 所示；对于叶盆面配重块采用Xn和Yn坐标并对结构参数进行设计，如图3所示)。为有效降频以及降低配重块底部与叶身装配处的应力集中，配重块设计为顶部厚下端薄的结构。由于航空发动机的叶片一般为进气边厚而排气边薄的结构，为了降低配重块底部与叶身装配处进气边处的应力集中，设计时在配重块底部进气边处做了倒圆角处理。设计时，应注意将配重块两端安装螺栓(4)和螺母(5)的面加工成平面。在配重块加工完成后，需要将配重块与叶身接触面进行一对一修配。
本发明的有益效果
本发明将螺栓连接分体式配重块结构与叶尖顶部焊接结构相结合，在不破坏高频叶片的叶身结构前提下大幅降低了叶片固有频率。本发明通过配重块两端的螺栓将两个配重块连接的结构，不但可以避免对高频叶片叶身结构的破坏，还可以使装配时配重块对叶身产生的挤压应力更加均匀。前后配重块和顶部焊接设计，使振动应力分布于叶身与配重装配面和顶部焊接处，顶部焊接不再承受全部振动应力，避免了叶尖焊接配重对焊接缺陷的敏感性。配重块的上厚下薄结构以及进气边的倒圆结构都有效避免了降低配重块底部与叶身装配处的应力集中问题。目前，该发明已应用于QC发动机高压涡轮转子叶片的高周疲劳强度试验，试验证明该设计方案是可行的。
附图说明
图1一种用于高周疲劳极限测量的分体式降频结构示意图
图2叶背面配重块结构图
图3配重块结构示意图
具体实施方式
下面具体讲解本发明实施方式。
一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，由叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)、叶片试验件(3)、螺栓(4)及螺母(5)组成。装配时，先通过螺栓(4) 与螺母(5)将叶盆面配重块1、叶背面配重块2连接在一起构成预连接结构，再通过对螺纹连接的调整保证预连接结构装配到叶片试验件(3)指定位置处。采用径向定位确保装配位置的可靠性，装配时的基准位置为叶片试验件(3)叶尖的排气边，保证装配后该基准位置与叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)顶端面的径向尺寸达到指定值。装配后，将叶片试验件(3)的叶尖与叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)焊接在一起。为防止振动时螺栓和配重块之间发生松动，在拧紧螺栓和螺母后，将螺母和螺栓点焊在配重块上。
螺栓(4)和螺母(5)可选用标准件。为了提高连接强度也可以采用高强度的航空材料进行重新加工，此时可让螺母(5)的拧紧力矩达到上限值。
叶背面配重块(1)和叶盆面配重块(2)结构示意图分别见图2和图3。设计时，保证两配重块质量接近。配重块与叶身接触面轮廓边K的设计参考相应位置处的叶型设计，在沿径向划分截面(如图3所示的0、I、II和III截面)，给出轮廓边K各截面径向高度及轮廓曲线数据(对于叶背面配重块建立Xn和Yn坐标并对结构参数进行设计，如图2 所示；对于叶盆面配重块采用Xn和Yn坐标并对结构参数进行设计，如图3所示)。为有效降频以及降低配重块底部与叶身装配处的应力集中，配重块设计为顶部厚下端薄的结构。由于航空发动机的叶片一般为进气边厚而排气边薄的结构，为了降低配重块底部与叶身装配处进气边处的应力集中，设计时在配重块底部进气边处做了倒圆角处理。设计时，应注意将配重块两端安装螺栓(4)和螺母(5)的面加工成平面。在配重块加工完成后，需要将配重块与叶身接触面进行一对一修配。

Claims (5)

1.一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，由叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)、叶片试验件(3)、螺栓(4)及螺母(5)组成；其特征在于：通过螺栓(4)与螺母(5)将叶盆面配重块(1)、叶背面配重块(2)连接在一起构成预连接结构，再通过对螺纹连接的调整保证上述预连接结构装配到叶片试验件(3)指定位置处；采用径向定位，装配时位置为叶片试验件(3)叶尖的排气边，保证装配后该基准位置与叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)顶端面的径向尺寸达到指定值；装配后，将叶片试验件(3)的叶尖与叶背面配重块(1)、叶盆面配重块(2)焊接在一起；在拧紧螺栓(4)和螺母(5)后，将螺母(5)和螺栓(4)点焊在配重块上。
2.根据权利要求1所述的一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，其特征在于：上述叶背面配重块(1)和叶盆面配重块(2)质量相同，配重块与叶身接触面轮廓边K的设计参考相应位置处的叶型设计。
3.根据权利要求1所述的一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，其特征在于：叶背面配重块(1)和叶盆面配重块(2)为顶部厚下端薄的结构。
4.根据权利要求1所述的一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，其特征在于：叶背面配重块(1)和叶盆面配重块(2)底部进气边处做倒圆角处理。
5.根据权利要求1所述的一种用于高周疲劳极限测量的分体式叶片降频结构，其特征在于：叶背面配重块(1)和叶盆面配重块(2)两端分别安装螺栓(4)和螺母(5)的面加工成平面，与叶身接触面进行一对一修配。
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