CN109029889B - 一种航空发动机叶片的振动测试试验装置及其试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种航空发动机叶片的振动测试试验装置，属于发动机叶片测试装置技术领域。包括安装于振动台上的装置主体，装置主体外部安装有用于插装叶片的旋转盘，装置主体内安装有用于带动旋转盘转动的后盖，后盖一面安装旋转盘、另一面安装夹紧盘，沿着后盖的高度方向开设有一个用于穿过压块的后盖腔室，旋转盘上开设有与后盖腔室相贯通的旋转盘腔室以及用于插装叶片的榫槽。本发明适合多种结构的叶片测试使用，能实现叶片任意角度的振动试验，测试精度及准确率高。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机叶片的振动测试试验装置，属于发动机叶片测试装置技术领域。
背景技术
叶片是航空发动机的重要零件之一，主要在压气机和燃气涡轮中使用。其中，压气机叶片工作时既受到较高的离心负荷、气动负荷、大气温差负荷及振动的交变负荷，同时又受到发动机进气道外来物的冲击，受风沙、潮湿的侵蚀等。涡轮叶片工作时既承受高温引起的腐蚀和侵蚀，同时又承受高速旋转产生的巨大离心力、气动力和振动负荷等。由此可知叶片的工作条件是很恶劣的，它是决定发动机寿命的主要零件之一。因此，叶片必须要经过振动考核、功能考核及寿命考核。在进行叶片的振动测试试验时，整个振动测试试验装置对试验的精确度影响较大，因此，对振动测试试验装置的设计尤为重要。
目前，现有的叶片振动测试试验装置主要存在以下不足之处：
1、航空发动机中压气机与燃气涡轮含盖多级叶片，其中，压气机叶片主要使用燕尾形榫头，涡轮叶片主要使用枞树形榫头，不同级叶片榫头结构参数不同，因此，叶片振动测试试验要求试验装置能够夹持多种规格叶片，但传统试验装置夹持叶片规格单一，不能满足实际试验要求；
2、叶片振动测试试验要求试验装置可以测出叶片在任意角度情况下的模态与响应，但传统试验装置夹持叶片方向单一，不能满足试验要求；
3、现有的试验装置不能实现叶片任意角度的振动试验，且压块的设计不能随着试验角度的改变发生旋转，不能保证试验过程中叶片的预紧力。
以上不足之处导致叶片振动测试试验费时、费力且成本高，试验效率较低，因此，亟待出现一种能解决上述技术问题的航空发动机叶片振动测试试验装置。
发明内容
本发明的目的在于解决上述问题而提供一种结构设计巧妙，适合多种结构的叶片测试使用，能实现叶片任意角度的振动试验，测试精度及准确率高的航空发动机叶片的振动测试试验装置。
一种航空发动机叶片的振动测试试验装置，其特殊之处在于包括安装于振动台14上的装置主体3，装置主体3外部安装有用于插装叶片15的旋转盘1，装置主体3内安装有用于带动旋转盘1转动的后盖2，后盖2一面安装旋转盘1、另一面安装夹紧盘5，沿着后盖2的高度方向开设有一个用于穿过压块4的后盖腔室17，旋转盘1上开设有与后盖腔室17相贯通的旋转盘腔室18以及用于插装叶片15的榫槽16；
作为本发明一种优选的技术方案，其特征在于所述榫槽16贯穿于旋转盘1整个长度方向，榫槽16的形状根据叶片榫头19形状而定，若叶片榫头19呈燕尾型，榫槽16呈燕尾型，若叶片榫头19呈枞树型，榫槽16呈枞树型；
作为本发明一种优选的技术方案，所述旋转盘1上开设有四个旋转盘安装通孔20、两个旋转盘定位孔22，后盖2上对应旋转盘安装通孔20位置处开设有四个后盖安装通孔21、对应旋转盘定位孔22位置处开设有两个后盖定位孔23；
作为本发明一种优选的技术方案，所述后盖2靠近旋转盘1的一端为起始端24，靠近夹紧盘5的一端为末端13，后盖2自起始端24至末端13外径尺寸逐渐递增，末端13处还设有外径尺寸大于末端13的后盖卡台9；
作为本发明一种优选的技术方案，所述装置主体3内开设有用于安装后盖2的后盖安装腔室12，后盖安装腔室12的内壁与后盖2的外壁相贴合，后盖安装腔室12上还设有与后盖卡台9配合使用的卡槽10；
作为本发明一种优选的技术方案，所述后盖2的起始端24外径尺寸为97.21mm，后盖2的末端13外径尺寸为99.30mm，起始端24与末端13之间的直线距离为60mm；所述后盖安装腔室12对应起始端24一端的内径尺寸为97.03mm、靠近末端13一端的内径尺寸为99.09mm；
作为本发明一种优选的技术方案，所述夹紧盘5的圆周上开设有六个夹紧盘安装孔7，夹紧盘5的圆心处开设有用于穿过螺栓8的螺纹孔6，螺栓8上旋接有与其配合使用的螺母11；
作为本发明一种优选的技术方案，所述压块4、后盖腔室17均呈T型，压块4的T型头部与螺栓8相接触、尾部与叶片榫头19相接触；
作为本发明一种优选的技术方案，所述装置主体3的底部设有与其为一体结构的安装座25，装置主体3通过安装座25安装于振动台14上。
一种航空发动机叶片振动测试试验装置的试验方法，其特殊之处在于包括以下步骤：
1、将装置主体3安装于振动台14上；
2、将后盖2放入装置主体3的后盖安装腔室12内，因二者皆设有锥度，为便于后续步骤，所以此步骤中将后盖2 放入装置主体3时不要用力推紧；
3、根据叶片榫头19的形状及尺寸，确定旋转盘1的榫槽形状及尺寸；
4、将旋转盘1安装于后盖2上并进行定位；
5、将压块4放入后盖2中，再将叶片榫头19插入旋转盘1的榫槽16中，用手推动压块4，使其与叶片榫头19接触并让叶片榫头19与旋转盘1的榫槽16夹紧，转动后盖2，确定振动试验需要测的叶片15角度，并用手将其推紧；
6、将夹紧盘1与装置主体3进行连接，使夹紧盘1与后盖2相配合，夹紧盘1的作用是确保后盖2与装置主体3夹紧；
7、用扭矩扳手旋紧螺栓8，从而推动压块4与叶片15接触，直到扭矩扳手拧不动为止，旋紧螺母11，防止螺栓8在振动试验中松动。
本发明的航空发动机叶片的振动测试试验装置，具有以下有益效果：
1、旋转盘可拆卸调换，实现了夹持叶片规格的多样化。传统试验装置将榫槽与装置主体连为一体，限制了试验范围，本发明将旋转盘与装置主体分离，有效扩大了试验范围；
2、本发明通过旋转盘的旋转功能实现了夹持叶片方向的任意性。传统试验装置可满足叶片单一方向的振动试验，限制了试验范围。本发明采用旋转盘设计，与后盖相配合，实现了装置夹持叶片方向的任意性，有效扩大了试验范围，并可更快更精确得到试验数据。例如，叶片振动测试中为使振动台垂直方向产生的激振力在测试的叶片部位上精准测出，应保证该部分与振动台保持水平，若测试叶尖处的模态与响应，应保证叶尖部分与振动台水平，若测试叶根处的模态与响应，应保证叶根部分与振动台水平等；
3、本发明的压块呈T型，增加了螺栓与压块、压块与叶片榫头的接触面积，将压块放在后盖中，解决了测试时压块不能旋转的问题，进一步实现了叶片榫头两侧面与旋转盘榫槽两侧面的紧密贴合，模拟了叶片在真实情况下的边界条件，并保证了叶片测试时的预紧力；
4、本发明在实现叶片多规格、任意角度试验的同时，对装置后盖部分的夹紧带来了难题。因此，将装置主体与后盖部分分别采用“锥度”设计，有效解决了由于振动导致夹具主体与后盖发生相对运动，既实现了配合前后盖部分的旋转，又实现了配合后后盖部分的夹紧，确保了测试过程中装置的稳定性和测试数据的准确性。
综上所述，本发明在保证试验精度要求的同时，并提高了测试试验效率，其中，装置主体与振动台的结合可实现叶片在2～5000Hz宽频带的模态测试和响应测试。
附图说明
图1：本发明一种航空发动机叶片的振动测试试验装置的俯视图；
图2：装置主体部分的A-A剖结构示意图；
图3：旋转盘的结构示意图；
图4： 图3的A-A剖结构示意图；
图5：装置主体的结构示意图；
图6：图5的A-A剖结构示意图；
图7：后盖的结构示意图；
图8：后盖的A向结构示意图；
图9：压块的结构示意图；
图10：图9的A向结构示意图；
图11：夹紧盘的结构示意图。
图中：1、旋转盘；2、后盖；3、装置主体；4、压块；5、夹紧盘；6、螺纹孔；7、夹紧盘安装孔；8、螺栓；9、后盖卡台；10、卡槽；11、螺母；12、后盖安装腔室；13、末端；14、振动台；15、叶片；16、榫槽；17、后盖腔室；18、旋转盘腔室；19、叶片榫头；20、转盘安装通孔；21、后盖安装通孔；22、旋转盘定位孔；23、后盖定位孔；24、起始端；25、安装座。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-11，本发明提供一种航空发动机叶片的振动测试试验装置，主要包括五个部分：旋转盘1、装置主体3、后盖2、压块4和夹紧盘5。旋转盘1能够实现更换不同类型的航空发动机叶片。装置主体3、后盖2、夹紧盘5和压块4四者相互配合通过锥度可实现试验中叶片任意角度的夹紧。
具体包括安装于振动台14上的装置主体3，装置主体3外部安装有用于插装叶片15的旋转盘1，装置主体3内安装有用于带动旋转盘1转动的后盖2，后盖2一面安装旋转盘1、另一面安装夹紧盘5，沿着后盖2的高度方向开设有一个用于穿过压块4的后盖腔室17，旋转盘1上开设有与后盖腔室17相贯通的旋转盘腔室18以及用于插装叶片15的榫槽16，装置主体3的底部设有与其为一体结构的安装座25，装置主体3通过安装座25安装于振动台14上。
其中，榫槽16贯穿于旋转盘1整个长度方向，榫槽16的形状根据叶片榫头19形状而定，本实施例的叶片榫头19呈燕尾型，榫槽16呈燕尾型，榫槽16用于实现叶片15的夹紧，本实施例的旋转盘1具有以下优点：1、旋转盘榫槽16可根据所测的叶片15根部进行相应的调整；2、旋转盘榫槽16可根据所测叶片榫头19夹角进行相应的调整；3、旋转盘1可任意装卸，不仅使用方便，还使试验效率大大提高；
为了能将旋转盘1牢固的安装于后盖2上，旋转盘1上开设有四个旋转盘安装通孔20、两个旋转盘定位孔22，后盖2上对应旋转盘安装通孔20位置处开设有四个后盖安装通孔21、对应旋转盘定位孔22位置处开设有两个后盖定位孔23，后盖2靠近旋转盘1的一端为起始端24，靠近夹紧盘5的一端为末端13，后盖2自起始端24至末端13外径尺寸逐渐递增，末端13处还设有外径尺寸大于末端13的后盖卡台9；
装置主体3内开设有用于安装后盖2的后盖安装腔室12，后盖安装腔室12的内壁与后盖2的外壁相贴合，后盖安装腔室12能实现装置主题3与后盖2的定位与夹紧，后盖安装腔室12上还设有与后盖卡台9配合使用的卡槽10，后盖2的起始端24外径尺寸为97.21mm，后盖2的末端13外径尺寸为99.30mm，起始端24与末端13之间的直线距离为60mm；所述后盖安装腔室12对应起始端24一端的内径尺寸为97.03mm、靠近末端13一端的内径尺寸为99.09mm，装置主体3中锥度的设计解决了叶片振动试验装置在试验过程中，因振动导致零件松动的状况；
压块4、后盖腔室17均呈T型，压块4的T型头部与螺栓8相接触、尾部与叶片榫头19相接触，为了将夹紧盘牢固的安装于装置主体3上，夹紧盘5的圆周上开设有六个夹紧盘安装孔7，夹紧盘5的圆心处开设有用于穿过螺栓8的螺纹孔6，螺栓8上旋接有与其配合使用的螺母11，通过螺栓8的扭转能带动压块4做直线的移动。
实施例2
本实施例与实施例1的区别在于：榫槽16贯穿于旋转盘1整个长度方向，榫槽16的形状根据叶片榫头19形状而定，叶片榫头19呈枞树型，榫槽16呈枞树型。
实施例3
本实施例的一种航空发动机叶片振动测试试验装置的试验方法，包括以下步骤：
1、将装置主体3安装于振动台14上；
2、将后盖2放入装置主体3的后盖安装腔室12内，因二者皆设有锥度，为便于后续步骤，所以此步骤中将后盖2 放入装置主体3时不要用力推紧；
3、根据叶片榫头19的形状及尺寸，确定旋转盘1的榫槽形状及尺寸；
4、将旋转盘1安装于后盖2上并进行定位；
5、将压块4放入后盖2中，再将叶片榫头19插入旋转盘1的榫槽16中，用手推动压块4，使其与叶片榫头19接触并让叶片榫头19与旋转盘1的榫槽16夹紧，转动后盖2，确定振动试验需要测的叶片15角度，并用手将其推紧；
6、将夹紧盘1与装置主体3进行连接，使夹紧盘1与后盖2相配合，夹紧盘1的作用是确保后盖2与装置主体3夹紧；
7、用扭矩扳手旋紧螺栓8，从而推动压块4与叶片15接触，直到扭矩扳手拧不动为止，旋紧螺母11，防止螺栓8在振动试验中松动。
本发明通过锥度和螺栓实现了对航空发动机叶片的夹紧，不仅可以更换不同类型的发动机叶片和实现不同角度的试验分析，还可保证叶片振动试验装置在试验时零件不发生松动。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (1)
1.一种航空发动机叶片的振动测试试验方法，其特征在于：实验装置包括安装于振动台（14）上的装置主体（3），装置主体（3）外部安装有用于插装叶片（15）的旋转盘（1），装置主体（3）内安装有用于带动旋转盘（1）转动的后盖（2），后盖（2）一面安装旋转盘（1）、另一面安装夹紧盘（5），沿着后盖（2）的高度方向开设有一个用于穿过压块（4）的后盖腔室（17），旋转盘（1）上开设有与后盖腔室（17）相贯通的旋转盘腔室（18）以及用于插装叶片（15）的榫槽（16）；
所述榫槽（16）贯穿于旋转盘（1）整个长度方向，榫槽（16）的形状根据叶片榫头（19）形状而定；
所述旋转盘（1）上开设有四个旋转盘安装通孔（20）、两个旋转盘定位孔（22），后盖（2）上对应旋转盘安装通孔（20）位置处开设有四个后盖安装通孔（21）、对应旋转盘定位孔（22）位置处开设有两个后盖定位孔（23）；
所述后盖（2）靠近旋转盘（1）的一端为起始端（24），靠近夹紧盘（5）的一端为末端（13），后盖（2）自起始端（24）至末端（13）外径尺寸逐渐递增，末端（13）处还设有外径尺寸大于末端（13）的后盖卡台（9）；
所述装置主体（3）内开设有用于安装后盖（2）的后盖安装腔室（12），后盖安装腔室（12）的内壁与后盖（2）的外壁相贴合，后盖安装腔室（12）上还设有与后盖卡台（9）配合使用的卡槽（10）；
所述后盖（2）的起始端（24）外径尺寸为97.21mm，后盖（2）的末端（13）外径尺寸为99.30mm，起始端（24）与末端（13）之间的直线距离为60mm；所述后盖安装腔室（12）对应起始端（24）一端的内径尺寸为97.03mm、靠近末端（13）一端的内径尺寸为99.09mm；
所述夹紧盘（5）的圆周上开设有六个夹紧盘安装孔（7），夹紧盘（5）的圆心处开设有用于穿过螺栓（8）的螺纹孔（6），螺栓（8）上旋接有与其配合使用的螺母（11）；
所述压块（4）、后盖腔室（17）均呈T型，压块（4）的T型头部与螺栓（8）相接触、尾部与叶片榫头（19）相接触；
所述装置主体（3）的底部设有与其为一体结构的安装座（25），装置主体（3）通过安装座（25）安装于振动台（14）上；
所述方法，包括以下步骤：
1）、将装置主体（3）安装于振动台（14）上；
2）、将后盖（2）放入装置主体（3）的后盖安装腔室（12）内，因二者皆设有锥度，为便于后续步骤，所以此步骤中将后盖（2）放入装置主体（3）时不要用力推紧；
3）、根据叶片榫头（19）的形状及尺寸，确定旋转盘（1）的榫槽形状及尺寸；
4）、将旋转盘（1）安装于后盖（2）上并进行定位；
5）、将压块（4）放入后盖（2）中，再将叶片榫头（19）插入旋转盘（1）的榫槽（16）中，用手推动压块（4），使其与叶片榫头（19）接触并让叶片榫头（19）与旋转盘（1）的榫槽（16）夹紧，转动后盖（2），确定振动试验需要测的叶片（15）角度，并用手将其推紧；
6）、将夹紧盘（5）与装置主体（3）进行连接，使夹紧盘（5）与后盖（2）相配合，夹紧盘（5）的作用是确保后盖（2）与装置主体（3）夹紧；
7）、用扭矩扳手旋紧螺栓（8），从而推动压块（4）与叶片（15）接触，直到扭矩扳手拧不动为止，旋紧螺母（11），防止螺栓（8）在振动试验中松动。
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Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110389024A (zh) * | 2019-06-17 | 2019-10-29 | 浙江大学 | 一种涡轮发动机转子榫接结构高低周复合疲劳试验装置及方法 |
| CN110514378B (zh) * | 2019-08-30 | 2021-11-30 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种发动机带凸肩风扇叶片振动疲劳试验装置 |
| CN112665809A (zh) * | 2020-12-11 | 2021-04-16 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种适用于涡轮叶片固有频率可变、角度可调夹具和方法 |
| WO2023135865A1 (ja) * | 2022-01-14 | 2023-07-20 | 株式会社Ihi | 振動試験用治具 |
| WO2023139842A1 (ja) * | 2022-01-21 | 2023-07-27 | 株式会社Ihi | 振動試験用治具 |
| CN114705413B (zh) * | 2022-04-15 | 2022-12-27 | 北京航空航天大学 | 利用主流气动力紧固的叶片安装结构、方法及其应用 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201318986Y (zh) * | 2008-12-10 | 2009-09-30 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种航空发动机销钉榫头叶片振动特性试验夹具 |
| US7971473B1 (en) * | 2008-06-27 | 2011-07-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Apparatus and process for testing turbine vane airflow |
| CN205157148U (zh) * | 2015-11-23 | 2016-04-13 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种超大风扇叶片疲劳性能考核试验装置 |
| CN105619283A (zh) * | 2015-12-22 | 2016-06-01 | 苏州长风航空电子有限公司 | 一种重心及任意角度可调的横向振动夹具 |
| CN205940921U (zh) * | 2016-08-15 | 2017-02-08 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种风扇叶片振动试验工装夹具 |
| CN205940943U (zh) * | 2016-07-25 | 2017-02-08 | 中国航空动力机械研究所 | 发动机叶片夹紧装置 |
| CN106768755A (zh) * | 2016-11-28 | 2017-05-31 | 中航动力股份有限公司 | 一种用于燕尾形榫头涡轮叶片振动疲劳试验的一体式夹具及试验方法 |
| CN208780421U (zh) * | 2018-08-27 | 2019-04-23 | 烟台大学 | 一种航空发动机叶片的振动测试试验装置 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| TWI620922B (zh) * | 2016-12-05 | 2018-04-11 | 行政院原子能委員會核能研究所 | 可旋轉式夾具台 |
-
2018
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Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7971473B1 (en) * | 2008-06-27 | 2011-07-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Apparatus and process for testing turbine vane airflow |
| CN201318986Y (zh) * | 2008-12-10 | 2009-09-30 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种航空发动机销钉榫头叶片振动特性试验夹具 |
| CN205157148U (zh) * | 2015-11-23 | 2016-04-13 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种超大风扇叶片疲劳性能考核试验装置 |
| CN105619283A (zh) * | 2015-12-22 | 2016-06-01 | 苏州长风航空电子有限公司 | 一种重心及任意角度可调的横向振动夹具 |
| CN205940943U (zh) * | 2016-07-25 | 2017-02-08 | 中国航空动力机械研究所 | 发动机叶片夹紧装置 |
| CN205940921U (zh) * | 2016-08-15 | 2017-02-08 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种风扇叶片振动试验工装夹具 |
| CN106768755A (zh) * | 2016-11-28 | 2017-05-31 | 中航动力股份有限公司 | 一种用于燕尾形榫头涡轮叶片振动疲劳试验的一体式夹具及试验方法 |
| CN208780421U (zh) * | 2018-08-27 | 2019-04-23 | 烟台大学 | 一种航空发动机叶片的振动测试试验装置 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究;李迪等;《航空发动机》;第42卷(第03期);全文 * |
| 航空发动机叶片高应力振动疲劳试验技术研究;何胜帅等;《装备环境工程》;第10卷(第04期);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109029889A (zh) | 2018-12-18 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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