CN111695286A - 一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空发动机强度、寿命设计领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，包括如下步骤：获取与涡轮工作叶片相关的预定数据；涡轮工作叶片强度设计；叶片的取样位置选取；榫槽形取样夹具初步设计；基于取样位置的局部坐标系建立；取样夹具定位面设计；对步骤三确定的取样位置进行真实叶片取样；取样模拟试验件加工与试验，根据试验结果判断取样夹具设计是否有效；有效则获得最终取样夹具，否则返回步骤三。本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，取样位置确定方案考虑因素更全面，取样位置范围更广，更能满足工程实际需求；取样夹具可操作性高、工程适用性强、精度高；取样夹具同一取样位置多次取样定位一致。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机强度、寿命设计领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法。
背景技术
材料性能是航空发动机结构强度设计的基础，是保障强度设计精度的重要输入之一，众所周知涡轮叶片真实构件性能与标准件性能存在差异，尤其涡轮叶片，结构复杂且采用定向、单晶等先进高温合金材料。因此，从实际涡轮叶片上获取试件进行力学性能试验，才能真实地反映叶片的力学性能、表面光洁度、晶体取向、薄壁效应等实际情况，得到真实、可靠的试验数据，用以支持发动机强度的设计和寿命预测。
但真实叶片取样技术难点在于涡轮叶片结构十分复杂，多为空心叶片，又弯又扭且含有气膜孔、隔板、扰流柱等特殊结构，取样试样本身为小尺寸非标件，试验分散性较大，需解决取样的规范性与一致性，以保障获得结果数据的有效性和精度。通过设计适用的取样夹具是保障取样的规范性与一致性的重要手段之一，那么如何设计取样夹具，辅助装夹叶片，解决取样位置空间角度调整、准确定位等问题，是真实叶片取样的关键技术之一
为解决上述问题，出现了一些真实涡轮叶片取样夹具设计方法，其思路是首先涡轮工作叶片取样位置，再分析取样位置空间角度，然后调整取样夹具空间角度，使得取样位置与取样夹具空间角度一致，最后是设计取样夹具定位面，通常是将取样夹具的上表面和侧面作为后续加工机床的定位面。
但是，现有的真实涡轮叶片取样夹具设计方法仍然至少存在如下缺点：
1)取样位置只包括叶片比较平整部位，取样位置局限性较大，如叶片寿命损伤更严重的前缘部位无法取样；
2)取样夹具夹持部位无法固定，导致后续无法保障取样位置的定位一致性；
3)取样夹具设计过程可操作性较差，且设计精度较低；如取样位置空间角度分析存在一定误差，导致空间角度调整存在精度降低，且空间角度调整操作困难，调整角度的方向需注意反向问题；
4)取样夹具定位面较少，取样时，夹具的装夹和定位可操作性差，导致取样精度降低。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法。
本申请公开了一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，包括如下步骤：
步骤一、获取与需要进行取样的涡轮工作叶片相关的预定数据；
步骤二、对所述涡轮工作叶片进行强度分析；
步骤三、选取所述涡轮工作叶片的取样位置；
步骤四、以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，进行榫槽形取样夹具初步设计；
步骤五、建立基于取样位置的局部坐标系；
步骤六、基于所述局部坐标系，对步骤四中初步设计得到的榫槽形取样夹具进行定位面设计；
步骤七、基于步骤六形成的取样夹具，对步骤三确定的取样位置进行真实叶片取样；
步骤八、基于步骤七取样试验，进行模拟试验件加工与试验，根据试验结果判断取样夹具设计是否有效；有效则获得最终取样夹具，否则返回步骤三重新选取所述涡轮工作叶片的取样位置，并重复后续步骤。
根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤一中的预定数据包括：
所述涡轮工作叶片的三维几何模型，以及强度分析用计算状态、材料性能数据、气动数据和温度数据。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤二中，是应用ANSYS软件进行涡轮工作叶片强度分析。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤三中，是结合涡轮工作叶片的结构特点与强度分析结果，选取涡轮工作叶片比较平整的部位和寿命损伤较严重的部位作为取样位置，其中
取样位置包括叶片隔板、尾缘盆侧、尾缘背侧和前缘。
根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤四包括：
步骤4.1、采用UG软件，以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，建立长方体，其中，长方体的体积大于涡轮工作叶片的榫头部位体积；
步骤4.2、将榫头外表面作为夹具榫槽设计的刀具；
步骤4.3、对榫头外表面做加厚处理，之后将刀具沿榫头安装方向拉伸延长，形成最终夹具榫槽刀具；
步骤4.4、应用最终夹具榫槽刀具，修剪长方体，形成取样夹具的榫槽。
根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤四还包括：
步骤4.5、在榫槽的槽底设计螺纹孔，通过螺栓顶紧榫头底部用于固定涡轮工作叶片。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤4.4修剪长方体过程中，沿榫槽方向未加工成通槽，以提供沿榫槽方向的定位面。
根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤五中，是选取取样位置某一预定平面建立局部坐标系，其中，x方向为沿预定平面的径向方向，y方向沿预定平面垂直于x方向，z方向垂直于该预定平面。
根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤六中，是基于所述局部坐标系，建立基准定位平面作为夹具修剪的刀具，并应用刀具将步骤四中初步设计的榫槽形取样夹具除顶面以外的5个面进行修剪，作为取样夹具定位面，从而获得最终的取样夹具。
本申请至少存在以下有益技术效果：
1)取样位置确定方案考虑因素更全面，取样位置范围更广，更能满足工程实际需求；
2)取样夹具设计方法简单、快捷，可操作性强；
3)取样夹具精度高；
4)取样夹具同一取样位置多次取样定位一致；
5)使用时具有良好的可操作性，实现取样规范性和一致性，工程适用性强。
附图说明
图1是本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法的流程图；
图2是根据本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法得到的，针对取样位置为叶片隔板时的取样夹具结构示意图；
图3是根据本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法得到的，针对取样位置为叶片尾缘背侧时的取样夹具结构示意图；
图4是根据本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法得到的，针对取样位置为叶片前缘时的取样夹具结构示意图。
具体实施方式
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。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
下面结合附图1-图4对本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法做进一步详细说明。
本申请公开了一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，可以包括如下步骤：
步骤一、数据输入步骤，主要是获取与需要进行取样的涡轮工作叶片相关的预定数据。
其中，上述预定数据可以包括涡轮工作叶片的三维几何模型，以及强度分析用计算状态、材料性能数据、气动数据和温度数据。
步骤二、对涡轮工作叶片进行强度分析；
具体的，是应用ANSYS软件进行涡轮工作叶片强度分析，并且可以结合强度分析结果，选取重点关注部位为后续取样部位做参考。
步骤三、选取涡轮工作叶片的取样位置；
具体的，是结合涡轮工作叶片的结构特点(即进行结构分析)与强度分析结果，选取涡轮工作叶片比较平整的部位和寿命损伤较严重的部位作为取样位置；其中，取样位置主要包括叶片隔板、尾缘盆侧、尾缘背侧和前缘。
步骤四、以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，进行榫槽形取样夹具初步设计；
其中，步骤四具体包括：
步骤4.1、采用UG软件，以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，建立长方体，其中，长方体的体积大于涡轮工作叶片的榫头部位体积；也即是，此长方体需完全囊括榫头部位，且长宽尺寸足够大，便于后续对夹具各面进行裁剪，若长宽尺寸不足，根据夹具设计需要调整；
步骤4.2、将榫头外表面作为夹具榫槽设计的刀具；
步骤4.3、对榫头外表面做加厚处理，以便形成夹具与叶片间的配合间隙，保证叶片可以顺利安装；并且，加厚尺寸的大小选取时，需参考真实叶片和轮盘榫槽的配合间隙，同时考虑到本夹具的作用主要是加持和固定，对配合精度要求不高，因此可以选取大于真实配合间隙值；
在加厚基础上将刀具沿榫头安装方向拉伸延长，一方延长至适应夹具尺寸，一方保持不变，形成最终夹具榫槽刀具；
步骤4.4、应用上述最终夹具榫槽刀具，修剪长方体，形成取样夹具的榫槽。并且，在修剪长方体过程中，沿榫槽方向未加工成通槽，以提供沿榫槽方向的定位面，从而解决现有技术无法获得此方向定位的问题。
另外，在步骤4.4之后还可以包括：
步骤4.5、在榫槽的槽底设计螺纹孔，通过螺栓顶紧榫头底部用于固定涡轮工作叶片。
步骤五、建立基于取样位置的局部坐标系；
具体的，选取取样位置(例如步骤三中选取的叶片隔板位置)某一预定平面，以此预定平面建立局部坐标系；其中，x方向为沿预定平面的径向方向(取样试样拉伸方向)，y方向沿预定平面垂直于x方向，z方向垂直于该预定平面。
步骤六、基于局部坐标系，对步骤四中初步设计得到的榫槽形取样夹具定位面设计；
具体的，是基于所述局部坐标系，建立基准定位平面作为夹具修剪的刀具，并应用刀具将步骤四中初步设计的榫槽形取样夹具除顶面以外的5个面进行修剪，作为取样夹具定位面，从而获得最终的取样夹具；其中，根据取样位置不同，最终得到的取样夹具如图2-图4所示。
步骤七、基于步骤六形成的取样夹具，对步骤三确定的取样位置进行真实叶片取样。
步骤八、基于步骤七取样试验，进行模拟试验件加工与试验，根据试验结果判断取样夹具设计是否有效(即应用试验结果评判上述夹具设计方法有效性)；有效则获得最终取样夹具，否则返回步骤三重新选取所述涡轮工作叶片的取样位置，并重复后续步骤。
综上所述，本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法至少存在以下有益技术效果：
1)取样位置确定方案考虑因素更全面，取样位置范围更广，更能满足工程实际需求；
2)取样夹具设计方法简单、快捷，可操作性强；
3)取样夹具精度高；
4)取样夹具同一取样位置多次取样定位一致；
5)使用时具有良好的可操作性，实现取样规范性和一致性，工程适用性强。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、获取与需要进行取样的涡轮工作叶片相关的预定数据；
步骤二、对所述涡轮工作叶片进行强度分析；
步骤三、选取所述涡轮工作叶片的取样位置；
步骤四、以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，进行榫槽形取样夹具初步设计；
步骤五、建立基于取样位置的局部坐标系；
步骤六、基于所述局部坐标系，对步骤四中初步设计得到的榫槽形取样夹具进行定位面设计；
步骤七、基于步骤六形成的取样夹具，对步骤三确定的取样位置进行真实叶片取样；
步骤八、基于步骤七取样试验，进行模拟试验件加工与试验，根据试验结果判断取样夹具设计是否有效；有效则获得最终取样夹具，否则返回步骤三重新选取所述涡轮工作叶片的取样位置，并重复后续步骤。
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，所述步骤一中的预定数据包括：
所述涡轮工作叶片的三维几何模型，以及强度分析用计算状态、材料性能数据、气动数据和温度数据。
3.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，在所述步骤二中，是应用ANSYS软件进行涡轮工作叶片强度分析。
4.根据权利要求3所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，在所述步骤三中，是结合涡轮工作叶片的结构特点与强度分析结果，选取涡轮工作叶片比较平整的部位和寿命损伤较严重的部位作为取样位置，其中
取样位置包括叶片隔板、尾缘盆侧、尾缘背侧和前缘。
5.根据权利要求4所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，所述步骤四包括：
步骤4.1、采用UG软件，以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，建立长方体，其中，长方体的体积大于涡轮工作叶片的榫头部位体积；
步骤4.2、将榫头外表面作为夹具榫槽设计的刀具；
步骤4.3、对榫头外表面做加厚处理，之后将刀具沿榫头安装方向拉伸延长，形成最终夹具榫槽刀具；
步骤4.4、应用最终夹具榫槽刀具，修剪长方体，形成取样夹具的榫槽。
6.根据权利要求5所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，所述步骤四还包括：
步骤4.5、在榫槽的槽底设计螺纹孔，通过螺栓顶紧榫头底部用于固定涡轮工作叶片。
7.根据权利要求5所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，在所述步骤4.4修剪长方体过程中，沿榫槽方向未加工成通槽，以提供沿榫槽方向的定位面。
8.根据权利要求5所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，所述步骤五中，是选取取样位置某一预定平面建立局部坐标系，其中，x方向为沿预定平面的径向方向，y方向沿预定平面垂直于x方向，z方向垂直于该预定平面。
9.根据权利要求8所述的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，其特征在于，在所述步骤六中，是基于所述局部坐标系，建立基准定位平面作为夹具修剪的刀具，并应用刀具将步骤四中初步设计的榫槽形取样夹具除顶面以外的5个面进行修剪，作为取样夹具定位面。
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