CN112432748A - 一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置 - Google Patents

一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112432748A
CN112432748A CN202011367307.7A CN202011367307A CN112432748A CN 112432748 A CN112432748 A CN 112432748A CN 202011367307 A CN202011367307 A CN 202011367307A CN 112432748 A CN112432748 A CN 112432748A
Authority
CN
China
Prior art keywords
support
base
chuck
turbine blade
loading
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202011367307.7A
Other languages
English (en)
Inventor
符顺国
罗现强
代江波
王�琦
冯海波
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Original Assignee
AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute filed Critical AECC Sichuan Gas Turbine Research Institute
Priority to CN202011367307.7A priority Critical patent/CN112432748A/zh
Publication of CN112432748A publication Critical patent/CN112432748A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0016—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings of aircraft wings or blades
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus

Abstract

本申请提供一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置，所述试验装置包括底座(1)、夹头固定座(2)、夹头(3)、夹头顶紧螺栓(4)、前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)、固定螺栓(10)、固定螺母(11)、加载顶紧螺栓(12)，其中：底座(1)为板状结构，前支撑(5)和传感器支撑(7)均为中间设置有通孔的支撑结构；后支撑(9)为中间设置有螺纹孔的支撑结构；夹头固定座(2)为中间设置有方孔的支撑结构；底座(1)的第一端上设置有夹头固定座(2)；底座(1)的第二端上从外到内依次设置有后支撑(9)、传感器支撑(7)和前支撑(5)；底座(1)的第三端上从外到内依次设置有前支撑(5)、传感器支撑(7)和后支撑(9)；夹头(3)为形状与带冠涡轮叶片榫头相配合的夹头。

Description

一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置
技术领域
本发明属于航空发动机振动试验技术领域，涉及一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置。
背景技术
发动机低压涡轮叶片为发动机的关键件，在研制过程中，必须掌握涡轮叶片的阻尼特性，通过计算仿真无法获取准确的阻尼参数。目前采用最多的阻尼测量试验方法是叶冠自由状态进行测量，和发动机实际的安装状态存在较大差异，而叶冠的压力不是越大越好，也不是越小越好，而是有一个最佳的状态，获取最优阻尼状态参数，必须实现叶冠挤压力不同的状态下进行测量，即挤压力可调可测量。阻尼参数可对带冠涡轮叶片设计提供数据依据。通过设计一套可调压力阻尼试验装置，将综合叶冠挤压力力可调可测量的优点，将带冠涡轮叶片榫头固定，通过顶紧螺栓调节挤压力，通过拉压力传感器测量力，从而实现了阻尼试验的安装需求，是一种可行设计方案。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置，实现了阻尼试验的安装需求。
本申请提供一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置，所述试验装置包括底座(1)、夹头固定座(2)、夹头(3)、夹头顶紧螺栓(4)、前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)、固定螺栓(10)、固定螺母(11)、加载顶紧螺栓12，其中：
底座(1)为板状结构，前支撑(5)和传感器支撑(7)均为中间设置有通孔的支撑结构；后支撑(9)为中间设置有螺纹孔的支撑结构；夹头固定座(2)为中间设置有方孔的支撑结构；底座(1)的第一端上设置有夹头固定座(2)；底座(1)的第二端上从外到内依次设置有后支撑(9)、传感器支撑(7)和前支撑(5)；底座(1)的第三端上从外到内依次设置有前支撑(5)、传感器支撑(7)和后支撑(9)；夹头(3)为形状与带冠涡轮叶片榫头相配合的夹头，夹头(3)通过夹头顶紧螺栓(4)固定在夹头固定座(2)上；加载块(6)为形状与涡轮叶片叶冠相配合的块状结构，底座(1)的第二端和第三端上的前支撑(50的向外一侧均设置有加载块(6)；承力块(8)为圆柱结构，在底座(1)的第二端和第三端上的传感器支撑(7)上均设置承力块(8)，用于放置传感器；
底座(1)第二端的前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)，和底座(1)第三端的前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)，在同一条直线上；带冠涡轮叶片的榫头放置在夹头(3)上，带冠涡轮叶片的叶冠放置在底座(1)第二端的加载块(6)和底座(1)第三端的加载块(6)之间；两侧均通过加载顶紧螺栓(12)拧紧加载。
具体的，所述夹头固定座(2)、前支撑(5)、传感器支撑(7)、后支撑(9)与底座(1)均通过固定螺栓(10)固定螺母(11)连接。
具体的，底座(1)的底面设置有方形沉孔，固定螺栓(10)为方头螺栓，固定螺栓(10)与底座(1)的方形沉孔相互配合，防止拧紧时转动。
具体的，加载块(6)中间为方形结构，穿过前支撑(5)的通孔，加载块(6)和前支撑(5)间隙配合，配合面光滑。
具体的，底座(1)第二端和第三端均通过加载顶紧螺栓(12)与后支撑(9)连接在一起。
具体的，前支撑(5)和传感器支撑(7)均为中间设置有方形孔的支撑结构。
具体的，加载顶紧螺栓(12)是细牙球头螺栓。
具体的，两个传感器支撑(7)上均放置力传感器，用于测量加载力的大小。
综上所述，本发明的带冠涡轮叶片阻尼试验装置克服了带冠叶片难以准确获取其阻尼参数的问题。设计结构清晰，加工费用低，使用方便，实现了带冠涡轮叶片试验安装，降低试验成本。
附图说明
图1为带冠涡轮叶片阻尼试验装置结构示意图。
其中：1-底座；2-夹头固定座；3-夹头；4-夹头顶紧螺栓；5-前支撑；6-加载块；7-传感器支撑；8-承力块；9-后支撑；10-固定螺栓；11-固定螺母；12-加载顶紧螺栓。
具体实施方式
实施例一
榫头夹紧组件和叶冠加载组件，榫头夹紧组件包括夹头固定座、夹头、夹头顶紧螺栓、固定螺栓和固定螺母，夹头夹紧涡轮叶片榫头，夹头放置在夹头固定座中，夹头顶紧螺栓顶紧夹头实现固定，夹头固定座在通过固定螺栓和固定螺帽紧固在底座上；叶冠加载组件用于涡轮叶片叶冠加载，叶冠加载组件包括前支撑、加载块、传感器支撑、承力块、后支撑、固定螺栓、固定螺母、加载顶紧螺栓，叶冠加载组件是关于叶冠对称结构，在同一条直线上且垂直于叶身。
在上述试验装置中，所述加载块中间段为方形结构，穿过前支撑的方形孔，加载块和前支撑间隙配合，配合面光滑，可防止在加载过程中产生扭力。
在上述试验装置中，所述加载顶紧螺栓为细牙球头螺栓，加载顶紧螺栓球面顶紧承力块的后端光滑面，以减少摩擦，承力块和加载块通过螺纹牢固连接在拉压力传感器两端。
在上述试验装置中，所述固定螺栓、固定螺母可用于所有和底座连接构件的固定，其中固定螺栓为方头螺栓，和底座方形沉孔配合，在拧紧过程中可防止转动。
上述夹持装置可以用于在航空发动机研制工作中对带冠涡轮叶片进行阻尼试验，可进行叶冠两侧等挤压力阻尼试验，也可进行叶冠两侧不等挤压力阻尼试验。
实施例二
本发明通过设计一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置图1，实现了带冠涡轮叶片在不同顶紧力的挤压下阻尼参数测量的安装方案。
本发明的带冠涡轮叶片阻尼试验装置包括底座(1)、夹头固定座(2)、夹头(3)、夹头顶紧螺栓(4)、前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)、固定螺栓(10)、固定螺母(11)、加载顶紧螺栓(12)；所述夹头固定座(2)、前支撑(5)、传感器支撑(7)、后支撑(9)与底座(1)通过固定螺栓(10)和固定螺母(11)连接，夹头(3)通过夹头顶紧螺栓(4)固定在夹头固定座(2)上。加载块(6)与前支撑(5)连接在一起。加载顶紧螺栓(12)与后支撑(9)连接在一起。
前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)、加载顶紧螺栓(12)为对称结构，且在同一条直线上，通过加载顶紧螺栓(12)拧紧加载。
固定螺栓10和固定螺母11配套使用，共20组，固定螺栓10为方头螺栓，可同底座(1)方形沉孔配合放置拧紧时转动。
加载块(6)中间为方形结构，穿过前支撑(5)的方形孔，加载块(6)和前支撑(5)间隙配合，配合面光滑，前支撑(5)既有支撑作用，也可防止在加载过程中产生扭力。
本发明结构清晰，主要通过设计底座(1)，通过固定螺栓(10)和固定螺母(11)固定夹头固定座(2)、前支撑(5)、传感器支撑(7)、后支撑(9)，夹头(3)通过夹头顶紧螺栓(4)固定在夹头固定座(2)上，夹头(3)榫槽夹紧涡轮叶片叶跟榫头；加载块(6)与前支撑(5)连接在一起；加载顶紧螺栓(12)与后支撑(9)连接在一起，通过加载顶紧螺栓(12)顶紧力通过承力块(8)、力传感器、加载块(6)传递到涡轮叶片叶冠。其功能主要有：安装固定功能，力加载调节功能。
本发明可应用于航空发动机研制工作中的带冠涡轮叶片进行阻尼试验中，可进行叶冠两侧等挤压力阻尼试验，也可进行叶冠两侧不等挤压力阻尼试验。
综上所述，本申请提供一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置，通过设计底座(1)，固定夹头固定座(2)、前支撑(5)、传感器支撑(7)、后支撑(9)，夹头(3)通过夹头顶紧螺栓(4)固定在夹头固定座(2)上，夹头(3)夹具涡轮叶片榫头，加载顶紧螺栓(12)通过螺纹顶紧承力块(8)，承力块(8)和拉压力传感器连接，拉压力传感器另一端连接加载块(6),加载块(6)对涡轮叶片叶冠加载，通过调节加载顶紧螺栓(12)实现加载力大小的调节，通过力传感器反馈调节加载力，实现根据需要可调。其功能主要有：安装固定功能，力加载调节功能。

Claims (8)

1.一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，所述试验装置包括底座(1)、夹头固定座(2)、夹头(3)、夹头顶紧螺栓(4)、前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)、固定螺栓(10)、固定螺母(11)、加载顶紧螺栓(12)，其中：
底座(1)为板状结构，前支撑(5)和传感器支撑(7)均为中间设置有通孔的支撑结构；后支撑(9)为中间设置有螺纹孔的支撑结构；夹头固定座(2)为中间设置有方孔的支撑结构；底座(1)的第一端上设置有夹头固定座2；底座(1)的第二端上从外到内依次设置有后支撑(9)、传感器支撑(7)和前支撑(5)；底座(1)的第三端上从外到内依次设置有前支撑(5)、传感器支撑(7)和后支撑(9)；夹头(3)为形状与带冠涡轮叶片榫头相配合的夹头，夹头(3)通过夹头顶紧螺栓(4)固定在夹头固定座(2)上；加载块(6)为形状与涡轮叶片叶冠相配合的块状结构，底座(1)的第二端和第三端上的前支撑(5)的向外一侧均设置有加载块(6)；承力块(8)为圆柱结构，在底座(1)的第二端和第三端上的传感器支撑(7)上均设置承力块(8)，用于放置传感器；
底座(1)第二端的前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)，和底座(1)第三端的前支撑(5)、加载块(6)、传感器支撑(7)、承力块(8)、后支撑(9)，在同一条直线上；带冠涡轮叶片的榫头放置在夹头(3)上，带冠涡轮叶片的叶冠放置在底座(1)第二端的加载块6和底座(1)第三端的加载块(6)之间；两侧均通过加载顶紧螺栓(12)拧紧加载。
2.根据权利要求1所述的带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，所述夹头固定座(2)、前支撑(5)、传感器支撑(7)、后支撑(9)与底座(1)均通过固定螺栓(10)和固定螺母(11)连接。
3.根据权利要求2所述的带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，底座(1)的底面设置有方形沉孔，固定螺栓(10)为方头螺栓，固定螺栓(10)与底座(1)的方形沉孔相互配合，防止拧紧时转动。
4.根据权利要求1所述的带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，加载块(6)中间为方形结构，穿过前支撑(5)的通孔，加载块(6)和前支撑(5)间隙配合，配合面光滑。
5.根据权利要求1所述的带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，底座(1)第二端和第三端均通过加载顶紧螺栓(12)与后支撑(9)连接在一起。
6.根据权利要求1所述的带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，前支撑(5)和传感器支撑(7)均为中间设置有方形孔的支撑结构。
7.根据权利要求1所述的带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，加载顶紧螺栓(12)是细牙球头螺栓。
8.根据权利要求1所述的带冠涡轮叶片阻尼试验装置，其特征在于，两个传感器支撑(7)上均放置力传感器，用于测量加载力的大小。
CN202011367307.7A 2020-11-27 2020-11-27 一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置 Pending CN112432748A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011367307.7A CN112432748A (zh) 2020-11-27 2020-11-27 一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011367307.7A CN112432748A (zh) 2020-11-27 2020-11-27 一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112432748A true CN112432748A (zh) 2021-03-02

Family

ID=74698073

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011367307.7A Pending CN112432748A (zh) 2020-11-27 2020-11-27 一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112432748A (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101308057A (zh) * 2008-06-06 2008-11-19 北京航空航天大学 带干摩擦阻尼结构叶片的减振试验装置
CN101660989A (zh) * 2008-08-25 2010-03-03 中国船舶重工集团公司第七○三研究所 微动腐蚀磨损试验机
CN104568351A (zh) * 2014-12-03 2015-04-29 西安交通大学 一种阻尼结构优化叶片测试实验台及其实验方法
CN106840630A (zh) * 2017-02-09 2017-06-13 北京航空航天大学 带缘板阻尼器结构涡轮叶片的减振试验装置
CN111044280A (zh) * 2020-01-13 2020-04-21 山东三越仪器有限公司 一种减震装置多功能综合试验机
CN211317679U (zh) * 2020-03-04 2020-08-21 中国航发商用航空发动机有限责任公司 试验装置及其加载机构

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101308057A (zh) * 2008-06-06 2008-11-19 北京航空航天大学 带干摩擦阻尼结构叶片的减振试验装置
CN101660989A (zh) * 2008-08-25 2010-03-03 中国船舶重工集团公司第七○三研究所 微动腐蚀磨损试验机
CN104568351A (zh) * 2014-12-03 2015-04-29 西安交通大学 一种阻尼结构优化叶片测试实验台及其实验方法
CN106840630A (zh) * 2017-02-09 2017-06-13 北京航空航天大学 带缘板阻尼器结构涡轮叶片的减振试验装置
CN111044280A (zh) * 2020-01-13 2020-04-21 山东三越仪器有限公司 一种减震装置多功能综合试验机
CN211317679U (zh) * 2020-03-04 2020-08-21 中国航发商用航空发动机有限责任公司 试验装置及其加载机构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李迪；洪杰；陈璐璐: "带冠涡轮叶片干摩擦阻尼减震试验研究", 《燃气涡轮叶片干摩擦阻尼减震试验研究》 *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108732035B (zh) 一种榫连接结构的高温微动疲劳寿命测试方法
CN108388696A (zh) 一种表征螺栓连接结构松弛特性的实验方法
CN109655333B (zh) 一种平板试件拉伸-弯曲复合疲劳试验夹具
CN109668785B (zh) 一种可调式薄板结构压缩屈曲试验夹具
CN110726636B (zh) 用于双轴拉伸试验机的四轴对中调整系统及方法
CN110044690B (zh) 用于高温低频复杂载荷加载测试的试样夹持装置及方法
CN105300671B (zh) 一种精密螺栓连接扭矩‑预紧力映射关系测量装置
CN112179554B (zh) 一种小尺寸螺栓紧固件的螺纹扭矩及预紧力测量装置
CN112432748A (zh) 一种带冠涡轮叶片阻尼试验装置
CN206038429U (zh) 一种伺服电缸加力式平推夹具试验机
CN211347301U (zh) 压气机叶片疲劳试验夹具
CN213714740U (zh) 一种大推力直线舵机加载装置
CN212254570U (zh) 一种稳定杆疲劳耐久试验机
CN114018732B (zh) 一种滚动微动疲劳试验装置及试验方法
JPH02297037A (ja) 翼の振動測定方法及びその装置
CN115752973A (zh) 一种适用于单向加载试验机的隔振元件三向刚度测试装置
CN109632474B (zh) 一种圆棒试件拉压-弯曲复合疲劳试验夹具
CN115077883A (zh) 一种单螺栓拧紧试验装置及试验方法
CN112362372A (zh) 一种大功率直线舵机加载装置
CN219715043U (zh) 一种叶片测试用固定治具
CN111595707A (zh) 材料高低周复合疲劳性能原位测试装置及方法
CN217786065U (zh) 轴承内圈安装灵活性检查装置
CN219996723U (zh) 一种钢结构用高强度螺栓承载力检测夹具
CN111964554B (zh) 一种起重机跨度的测量装置
CN217682896U (zh) 一种杆端轴承间隙调整装置及试样疲劳耐久试验装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210302