CN114659775B - 一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法及拉伸装置 - Google Patents
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Abstract
一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法及拉伸装置，属于结构强度检测技术领域，解决了目前检测旋转异形结构件的强度存在的问题，方法包含对待检构件由小到大施加拉力，同时监测并记录其表面变化，直至该构件失效，所述施加拉力的作用点为两个，将待检构件按其受到的离心载荷等分为两部分,两个施加拉力的作用点分别作用于其中一个部分的质心上；所述施加拉力的方向为待检构件在工作状态时旋转轴的垂线方向；装置包含水平横梁、拉杆、拉力传感器、万向连接器和随形夹具，在水平横梁的两端分别依次连接有拉杆、拉力传感器、万向连接器和随形夹具；本发明用于检测旋转异形结构件的强度。
Description
技术领域
本发明属于结构强度检测技术领域，具体涉及一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法及拉伸装置。
背景技术
风扇叶片、导流板等薄厚不均匀的长条异形件是航空发动机的关键部件，其工作过程处于高速旋转状态，受离心作用较大，所以保证其强度至关重要，目前对其强度的检测仅限于旋转试验，旋转试验对于试验设备和场地的要求十分苛刻，而且试验成本非常高，为了解决上述问题而研发本方案。
发明内容
本发明的目的是为了解决目前检测上述旋转异形结构件的强度存在的问题，提供了一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法及拉伸装置，其技术方案如下：
一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法，它包含对待检构件由小到大施加拉力，同时监测并记录其表面变化，直至该构件失效，所述施加拉力的作用点为两个，将待检构件按其受到的离心载荷等分为两部分,两个施加拉力的作用点分别作用于其中一个部分的质心上；所述施加拉力的方向为待检构件在工作状态时旋转轴的垂线方向。
一种航空发动机旋转结构件的静强度试验拉伸装置，它包含水平横梁、拉杆、拉力传感器、万向连接器和随形夹具，在水平横梁的两端分别依次连接有拉杆、拉力传感器、万向连接器和随形夹具，每个随形夹具均包含由螺栓连接的上、下两个夹块，所述随形即随待检构件的形状，随形夹具的夹持面根据待检构件的受夹面加工成对应的形状即可，能确保随形夹块与对待检构件的表面完全贴合；拉力传感器和随形夹具通过万向连接器连接，容易控制对待检构件施加拉力的方向；拉杆与水平横梁插接并通过销杆来定位，在水平横梁上设置的插接拉杆的插接孔和插销杆的销孔均为长孔，使拉杆与水平横梁之间有相对滑动空间，能保证试验过程中保持竖直方向加载拉力；设置拉力传感器可精确测量实验过程中施加拉力的大小。
在待检构件的质心处打孔后与随形夹具连接即可，随形夹具的夹持作用可以消除待检构件上打的孔对其的强度影响。
本发明的有益效果为：将异形结构所受的离心力等效成拉伸载荷，从而实现对异形结构件的等效强度分析与考核；经过多次与旋转试验进行对比，待检构件均在边缘处产生裂纹，失效位置相同，可以证明本发明可以实现对此类异形构件的静强度以及失效形式进行精确的测试与校核，还能进行较为复杂的异形构件的静强度测试，试验结果有效，且方法相对简单，极大的减少了试验所需的空间、时间和试验设备，大幅降低了试验成本，试验效率高，稳定可靠。
附图说明：
图1是本发明中拉伸装置的结构示意图；
图2是拉伸装置对待检构件施加拉力的示意图。
具体实施方式：
参照图1和图2一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法，它包含对待检构件由小到大施加拉力，同时监测并记录其表面变化，直至该构件失效，所述施加拉力的作用点为两个，将待检构件按其受到的离心载荷等分为两部分,两个施加拉力的作用点分别作用于其中一个部分的质心上；所述施加拉力的方向为待检构件在工作状态时旋转轴的垂线方向。
一种航空发动机旋转结构件的静强度试验拉伸装置，它包含水平横梁1、拉杆2、拉力传感器3、万向连接器4和随形夹具5，在水平横梁1的两端分别依次连接有拉杆2、拉力传感器3、万向连接器4和随形夹具5，每个随形夹具5均包含由螺栓5-1连接的上、下两个夹块，所述随形即随待检构件的形状，随形夹具5的夹持面根据待检构件的受夹面加工成对应的形状即可，能确保随形夹块与对待检构件的表面完全贴合；拉力传感器3和随形夹具5通过万向连接器4连接，容易控制对待检构件施加拉力的方向；拉杆2与水平横梁1插接并通过销杆2-1来定位，在水平横梁1上设置的插接拉杆2的插接孔和插销杆2-1的销孔均为长孔，使拉杆2与水平横梁1之间有相对滑动空间，能保证试验过程中保持竖直方向加载拉力；设置拉力传感器3可精确测量实验过程中施加拉力的大小。
在待检构件的质心处打孔后与随形夹具5连接即可，随形夹具5的夹持作用可以消除待检构件上打的孔对其的强度影响。
将待检构件按其受到的离心载荷等分为两部分的方法，首先在计算机几何模型中，用垂直于待检构件的旋转轴的辅助线将待检构件分割为任意两部分，然后利用软件计算生成两部分构件分别的质心位置，并分别计算比较两部分受到的离心载荷大小，根据公式F＝mω2R， F代表离心载荷，m代表质量，ω代表角速度，R代表质心与旋转轴的距离，以及公式m＝ρV，ρ代表密度，V代表体积，可以推出F＝ρVω2R，由于两部分材料相同，所以密度相同，又由于两部分绕同一旋转轴转动，所以角速度相同，可以推出F1：F2＝V1R1：V2R2，其中V1、R1、V2、R2均可由软件计算生成；计算得到两部分受到的离心载荷大小不相等时，将所述辅助线向受到的离心载荷大的一侧移动，反复计算，直至两部分受到的离心载荷大小相等或误差小于待检构件受到的总离心载荷的1%，便可确定两个施加拉力的作用点。
例如总离心载荷为200牛，平分为各100牛，99牛和101牛的误差是1%。在计算机的辅助下，容易实现相等，但有小的误差不影响实验结果，因为失效位置离质心较远，还可以节约时间。
在待检构件的两个施加拉力的作用点处打孔后与所述随形夹具5连接，随形夹具5的边角均加工成圆角，防止加载区域发生局部破坏。
将待检构件固定在拉伸试验机等拉力施加装置上，对水平横梁1施加拉力即可开始测试；在水平横梁1上设置有便于连接拉力施加装置的主加载轴6，主加载轴6通过轴杆6-1来与水平横梁1转动连接，在主加载轴6与水平横梁1之间设置有止动螺栓6-2，可以调节水平横梁1的姿态。
可以采用多种测试装置进行相关数据的测试，例如采用动态DIC测试装置运用数字散斑技术测量应变场和位移场，采用动态应变仪测量部分测试点的应变和位移值，将动态应变仪测量部分测试点得到的应变和位移值与数字散斑技术测量出来的应变场和位移场进行对比、验证和补偿，试验过程中拉伸试验机准确的输出试验的载荷位移曲线，均极大的保证了所测物理量的准确可信，同时试验数据量较大，可提供多方位参考。还可以采用视频录制设备进行试验的全程录制，有效的记录构件在试验过程中裂纹产生的时间与载荷大小，以及裂纹的扩展形式。
Claims (3)
1.一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法，它包含对待检构件由小到大施加拉力，同时监测并记录其表面变化，直至该构件失效，其特征在于所述施加拉力的作用点为两个，将待检构件按其受到的离心载荷等分为两部分,两个施加拉力的作用点分别作用于其中一个部分的质心上；所述施加拉力的方向为待检构件在工作状态时旋转轴的垂线方向；将待检构件按其受到的离心载荷等分为两部分的方法，首先在计算机几何模型中，用垂直于待检构件的旋转轴的辅助线将待检构件分割为任意两部分，然后计算得到两部分受到的离心载荷大小不相等时，将所述辅助线向受到的离心载荷大的一侧移动，反复计算，直至两部分受到的离心载荷大小相等或误差小于待检构件受到的总离心载荷的1％。
2.用于实施如权利要求1所述的一种航空发动机旋转结构件的静强度试验方法的静强度试验拉伸装置，其特征在于它包含水平横梁(1)、拉杆(2)、拉力传感器(3)、万向连接器(4)和随形夹具(5)，在水平横梁(1)的两端分别依次连接有拉杆(2)、拉力传感器(3)、万向连接器(4)和随形夹具(5)，每个随形夹具(5)均包含由螺栓(5-1)连接的上、下两个夹块；拉力传感器(3)和随形夹具(5)通过万向连接器(4)连接；拉杆(2)与水平横梁(1)插接并通过销杆(2-1)来定位，在水平横梁(1)上设置的插接拉杆(2)的插接孔和插销杆(2-1)的销孔均为长孔。
3.如权利要求2所述的装置，其特征在于在水平横梁(1)上设置有主加载轴(6)，主加载轴(6)通过轴杆(6-1)来与水平横梁(1)转动连接，在主加载轴(6)与水平横梁(1)之间设置有止动螺栓(6-2)。
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