CN115266380A - 一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置 - Google Patents

一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置 Download PDF

Info

Publication number
CN115266380A
CN115266380A CN202210893199.XA CN202210893199A CN115266380A CN 115266380 A CN115266380 A CN 115266380A CN 202210893199 A CN202210893199 A CN 202210893199A CN 115266380 A CN115266380 A CN 115266380A
Authority
CN
China
Prior art keywords
loading
rod
load
engine blade
aircraft engine
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
CN202210893199.XA
Other languages
English (en)
Inventor
沈锡钢
田常棵
王培元
张鹏
王玉新
李成玉
孙震
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 Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine 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 Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202210893199.XA priority Critical patent/CN115266380A/zh
Publication of CN115266380A publication Critical patent/CN115266380A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/08—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces
    • G01N3/10—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces generated by pneumatic or hydraulic pressure
    • G01N3/12—Pressure testing
    • 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
    • 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
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/02—Details
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0001—Type of application of the stress
    • G01N2203/0003—Steady
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0014—Type of force applied
    • G01N2203/0016—Tensile or compressive
    • G01N2203/0019—Compressive
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/003—Generation of the force
    • G01N2203/0042—Pneumatic or hydraulic means
    • G01N2203/0044—Pneumatic means

Landscapes

  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本申请属于航空发动机叶片机械部件的测试领域，特别涉及一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，并可通过设计不同规格和形状的加载囊和加载盘，使其沿着叶片长度的方向排列，从而适应空间结构复杂的叶片形状，并可根据叶片的不同气动力区域，设计不同形状和大小的加载囊和加载盘，来实现不同气动力的施加，以更接近其实际工作状态的载荷条件进行试验验证。

Description

一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置
技术领域
本申请属于航空发动机叶片机械部件的测试领域，特别涉及一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置。
背景技术
航空涡轮发动机中，各种叶片(风扇、压气机、涡轮的转子叶片、静子叶片)的工作状态对发动机性能影响极大，为使叶片的结构设计、应力分析更可靠，对叶片进行其在工作状态下的载荷静力试验是保证其可靠性的重要手段。
叶片在正常工作中会受到由发动机气流通道中气体作用而产生的气动载荷(主要包括气动力和气动弯矩)及绕轴旋转产生的离心载荷(静子叶片和导向叶片不承受离心载荷)，在叶片零部件试验中，对于叶片气动载荷的施加，目前常用的方法为根据应力等效原则将气动载荷等效为集中力，并在力的作用点周围的方形区域施加载荷。以静子叶片的气体载荷静力试验装置为例，图3中叶片43通过叶根固定板42和叶尖固定板44固定在第一立柱41和第二立柱45上，并模拟静子叶片实际安装方式；通过砝码46对叶片进行加载，载荷通过长板48作用于叶片上，同时利用千分表47测量加载中心对应的叶背处点的位移。
图3所示的试验方案中，当把叶片简化为梁结构时，对梁结构施加气体载荷(为简化计算，简化为均布载荷)和集中力(为简化计算，集中载荷定为梁的中间)时，梁结构的剪力图、弯矩图的对比图如图7-图12所示。根据图7、图8、图9可以发现，若根据应力等效原则考核叶片两端支撑位置处的可靠性，可令F＝qL，F为集中力大小，L为长度，q为均布载荷；此时叶片两端支撑处受集中力或气动载荷影响下的剪力和弯矩相同，即应力等效。
但此时对于其他截面而言，集中力和气体载荷引起的剪力和弯矩并不相同，即使用集中力加载时对非考核截面的可靠性分析与使用气动载荷加载时对非考核截面的可靠性分析有较大差别，例如：压气机静子叶片的轴向挠度就是一个重要的参数，如果挠度过大，就会与前面的转子叶片相撞，即图3所示试验中需要准确其轴向挠度以分析其可靠性，而当F＝qL时，图10、11、12中集中力在L/2的挠度为：
Figure BDA0003768379080000021
式中：E—弹性模量；I—惯性矩。
气体载荷在L/2的挠度为：
Figure BDA0003768379080000022
根据式(1)和式(2)可以发现，集中力和气体载荷在L/2的挠度不同，实际为其挠曲轴方程也不相同，因此采用应力等效原则将气动载荷等效为集中力试验方法对非考核截面的可靠性分析不利，从对叶片进行全面可靠性试验分析的角度讲，不应将气动载荷等效为集中力进行加载。
同时根据图3可以发现，现有试验方案中使用加载板48施加集中力时，集中力会通过加载板48对叶片施加接触压强，但由于加载板48与叶片的接触面积较小，导致叶片与加载板48的接触位置承受很大的压强，且此接触位置的压强已远远超过此处工作状态下应有的压强，即对此接触位置进行了压强的过考核，容易导致此处发生破坏，导致叶片的破坏模式异常，给叶片的研制与验证过程带来不便。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，包括：加载单元以及安装加载单元的支架；
加载单元包括加载杆、加载盘以及加载囊；加载杆包括连接杆与活动杆，所述连接杆与支架连接，加载杆上安装有测力计，活动杆相对连接杆轴向运动，活动杆连接加载盘，加载盘远离所述活动杆的一面安装加载囊，加载囊具有腔体，所述腔体充有流体；加载囊与航空发动机叶片试验件接触；
上述技术特征带来的技术效果是：根据背景技术已记载的传统叶片加载方式，加载不均匀，本申请采用柔性加载方式，通过加载囊与航空发动机叶片的表面完全接触，并利用流体的压强相同的原理，使航空发动机叶片表面的气体载荷均匀；
支架，具有支撑板以及安装在支撑板两端的固定板，所述支撑板具有多个长条栅格，加载单元的所述连接杆连接在所述长条栅格中，并在所述长条栅格中滑动；加载单元包括多个，沿支架的长度方向分布，多个所述加载单元共同连接同一加载囊；
上述技术特征带来的技术效果是：同一个加载囊能够更加有利地施加相均匀的载荷，此外，因为航空发动机叶片型面不均匀，并且不同的叶片具有不同的型面，因此支架采用多个栅格的形式，将加载单元进行适应性安装，实现加载装置能够根据航空发动机叶片的型面进行调整，实现航空发动机叶片的均匀加载。
优选的是，加载盘在与加载囊连接的一端面具有容纳加载囊的凹槽，所述凹槽具有圆弧边缘，圆弧边缘具有较少的棱角，避免损坏加载囊。
优选的是，所述支撑板沿航空发动机叶片试验件的宽度方向呈弧形分布；
上述技术特征带来的技术效果是：根据发动机叶片试验件的型面，支撑板面的支撑板能够在一定限度上接近发动机叶片试验件的型面，通过型面接近实现支撑板上安装加载单元时，加载单元的力的方向与发动机叶片试验件表面垂直，更好的模拟出真实气动载荷的环境。
优选的是，当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第一预设值时，加载囊充有的流体为气体，当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第一预设值时，加载囊充有的流体为液体；
上述技术特征带来的技术效果是：当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第一预设值时，加载囊内的流体为气体时，能够减小因流体自身重量引起的加载囊产生形变；避免加载囊形成类水滴状，进而避免加载囊5在加载力较小的情况下，加载囊5与航空发动机叶片无法完全贴合的情况产生；
但是当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第一预设值时，因为气体具有较大的压缩比，当加载力过大时，气体压缩量大，不利于加载，因此采用液体更加合适。
优选的是，当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第二预设值时，加载囊的材料具有弹性，当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第二预设值时，加载囊的材料为柔性非弹性材料；
上述技术特征带来的技术效果是：当加载的载荷变大时，弹性加载囊因为弹性失去稳定性，即，当载荷大于第二预设值时，继续加载时，弹性加载囊因为其自身弹性模量低于预期值，导致加载囊的流体压强的增大远小于加载囊受力面积的增大，从而导致施加的载荷与加载叶片受到的载荷为非线性，因此，采用加载囊的材料为不具有弹性的柔性材料；
所述第二预设值的确定方法，包括：采用弹性材料的加载囊，并使用加载囊按照预设的多个第一载荷对航空发动机叶片加载，测量航空发动机叶片的第一受载，绘制第一载荷-受载曲线图，加载囊采用柔性非弹性材料，并使用加载囊按照预设的多个第二载荷对航空发动机叶片加载，测量航空发动机叶片的第二受载，绘制第二载荷-受载曲线图；
获取第一载荷-受载曲线图的导数符合预设条件的第一区间，将所述第一区间对应的第一载荷作为弹性材料的加载囊的第一量程，获取第二载荷-受载曲线图的导数符合预设条件的第二区间，将所述第二区间对应的第二载荷作为柔性非弹性材料的加载囊的第二量程，所述第一量程与第二量程的交点为所述第二预设值。
优选的是，加载囊流体的初始压强等于大气压，即加载囊的具有较好的形变能力，能够在加载前实现与航空发动机叶片表面贴合。
优选的是，加载杆的所述连接杆呈Y型，具有第一杆、第二杆以及第三杆，所述第一杆与所述第二杆沿航空发动机叶片试验件的宽度方向与支架连接，所述第三杆与所述活动杆连接，通过调整第一杆与第二杆的长度与位置，调整活动杆对加载囊的载荷方向与位置；
优选的是，加载单元包括多个，沿支架的长度方向分布，每个所述加载单元分别具有一个加载囊，因为根据对应的叶片，加载囊的形状与大小也不同，可以在航空发动机叶片的型面变化较大时，更加贴合，加载更加方便。
优选的是，每个加载囊均具有一个进口嘴，进口嘴具有外螺纹，进口嘴通过所述外螺纹穿过加载盘与加载杆具有的内螺纹孔连接，进口嘴的末端为锥形，加载杆的内螺纹孔低端具有锥形凸起，当进口嘴旋进所述内螺纹孔时，所述锥形凸起堵住所述进口嘴的锥形末端，实现密封。
本申请的优点包括：并可通过设计不同规格和形状的加载囊和加载盘，使其沿着叶片长度的方向排列，从而适应空间结构复杂的叶片形状，并可根据叶片的不同气动力区域，设计不同形状和大小的加载囊和加载盘，来实现不同气动力的施加，以更接近其实际工作状态的载荷条件进行试验验证。
附图说明
图1是实施例1加载单元示意图；
图2是实施例1支架示意图；
图3背景技术传统加载方案示意图；
图4为某飞机发动机叶片切片示意图；
图5是加载囊示意图；
图6是加载杆内螺纹孔示意图；
图7为传统试验装置的集中力受力图；
图8为实际气体载荷的受力图；
图9为传统试验装置的集中力剪力图；
图10为实际气体载荷的剪力图；
图11为传统试验装置的集中力弯矩图；
图12为实际气体载荷的弯矩图。
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方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，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方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
实施例1：叶片工作区域气流状态复杂，由于本发明重点关注对叶片施加气体载荷的方法，故不对叶片表面的气流状态进行分析，仅认为叶片结构中叶盆相对叶背在各位置处的压强差均为P；
如图1所示的加载单元11，包括加载杆1、加载盘4以及加载囊5；加载杆1上安装有测力计2，加载杆1包括连接杆与活动杆，所述连接杆与支架22连接，活动杆相对连接杆轴向运动，活动杆连接加载盘4，加载盘4远离所述活动杆的一面安装加载囊5，加载囊5具有腔体，所述腔体充有流体；加载囊5与航空发动机叶片试验件接触；加载囊5可设计为长方体结构并形成气腔，加载囊5具有进口嘴，进口嘴3为中间有孔的圆柱体结构，可通过进口嘴3的中间孔向气腔内注满液体，注满液体后进口嘴3可通过螺纹与加载杆1相连，由于加载杆1与进口嘴3的连接方式设计为锥形面密封结构图5、图6所示，因此两者连接后对气腔内的液体有很好的密封效果。
由于加载囊5为注满液体的橡胶薄壳，其具有很好的变形能力，且由于加载盘、叶片均不存在尖锐边，且叶盆相对叶背的压强差P也不是很大，因此加载囊5不容易发生破坏，可通过使用加载杆连接测力计得到加载杆对加载囊5的作用力F，设加载囊5与叶片的作用表面积为S，则加载杆通过加载囊5作用在叶盆表面的压强P为：
Figure BDA0003768379080000071
根据流体力学知识，流体表面各处压强相同，此时压强P在叶盆表面的压强分布也很均匀，达到了试验要求；
图2中支架包括固定板和支撑板，固定板固定在某一固定端，支撑板安装在固定板之间，为若干个沿圆弧形分布的中间有长方型孔的长方型板，支架通过这些长方型孔固定图5所示的与测力计相连的加载囊5、加载单元，同时由于支撑板为弧形分布，可以适应在空间结构复杂的叶片，使加载杆基本垂直于叶盆表面保持基本垂直，使加载过程中加载囊5与叶片之间不产生相对滑动即可。
综上所述，本申请可通过设计不同规格和形状的加载囊5和加载盘，使其沿着叶片长度的方向排列，从而适应空间结构复杂的叶片形状，并可根据叶片的不同气动力区域，设计不同形状和大小的加载囊5和加载盘，来实现不同气动力的施加，以更接近其实际工作状态的载荷条件进行试验验证。
实施例2：本申请提供了一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，包括：加载单元11以及安装加载单元11的支架22；
加载单元11包括加载杆1、加载盘4以及加载囊5；加载杆1包括连接杆与活动杆，所述连接杆与支架22连接，活动杆相对连接杆轴向运动，活动杆连接加载盘4，加载盘4远离所述活动杆的一面安装加载囊5，加载囊5具有腔体，所述腔体充有流体；加载囊5与航空发动机叶片试验件接触；
上述技术特征带来的技术效果是：根据背景技术已记载的传统叶片加载方式，加载不均匀，本申请采用柔性加载方式，通过加载囊5与航空发动机叶片的表面完全接触，并利用流体的压强相同的原理，使航空发动机叶片表面的气体载荷均匀；
支架22，具有支撑板8以及安装在支撑板8两端的固定板7，所述支撑板8具有多个长条栅格，加载单元11的所述连接杆连接在所述长条栅格中，并在所述长条栅格中滑动；加载单元11包括多个，沿支架22的长度方向分布，多个所述加载单元11共同连接同一加载囊5；
上述技术特征带来的技术效果是：同一个加载囊5能够更加有利地施加相均匀的载荷，此外，因为航空发动机叶片型面不均匀，并且不同的叶片具有不同的型面，因此支架22采用多个栅格的形式，将加载单元11进行适应性安装，实现加载装置能够根据航空发动机叶片的型面进行调整，实现航空发动机叶片的均匀加载。
进一步的，加载盘4在与加载囊5连接的一端面具有容纳加载囊5的凹槽，所述凹槽具有圆弧边缘，圆弧边缘具有较少的棱角，避免损坏加载囊5。
进一步的，所述支撑板8沿航空发动机叶片试验件的宽度方向呈弧形分布；
上述技术特征带来的技术效果是：根据发动机叶片试验件的型面，支撑板8弧形面能够在一定限度上接近发动机叶片试验件的型面，通过型面接近实现支撑板8上安装加载单元11时，加载单元11的力传到与发动机叶片试验件垂直，更好的模拟出真实气动载荷的环境。
进一步的，当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第一预设值时，加载囊5充有的流体为气体，当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第一预设值时，加载囊5充有的流体为液体；
上述技术特征带来的技术效果是：当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第一预设值时，加载囊5内的流体为气体时，能够减小因流体自身重量引起的加载囊5产生形变；避免加载囊5形成类水滴状，进而避免加载囊5在加载力较小的情况下，加载囊5与航空发动机叶片无法完全贴合的情况产生；；
但是当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第一预设值时，因为气体具有较大的压缩比，当加载力过大时，气体压缩量大，不利于加载，因此采用液体更加合适。
进一步的，当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第二预设值时，加载囊5的材料具有弹性，当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第二预设值时，加载囊5的材料不具有弹性；
所述第二预设值的确定方法，包括：采用弹性材料的加载囊(5)，并使用加载囊(5)按照预设的多个第一载荷对航空发动机叶片加载，测量航空发动机叶片的第一受载，绘制第一载荷-受载曲线图，加载囊(5)采用柔性非弹性材料，并使用加载囊(5)按照预设的多个第二载荷对航空发动机叶片加载，测量航空发动机叶片的第二受载，绘制第二载荷-受载曲线图；
获取第一载荷-受载曲线图的导数符合预设条件的第一区间，将所述第一区间对应的第一载荷作为弹性材料的加载囊(5)的第一量程，获取第二载荷-受载曲线图的导数符合预设条件的第二区间，将所述第二区间对应的第二载荷作为柔性非弹性材料的加载囊(5)的第二量程，所述第一量程与第二量程的交点为所述第二预设值。
上述技术特征带来的技术效果是：当加载的载荷变大时，弹性加载囊5因为弹性失去稳定性，因此采用不具有弹性的材料用于加载的载荷较大情况。
进一步的，加载囊5流体的初始压强等于大气压，即加载囊5的具有较好的形变能力，能够在加载前实现与航空发动机叶片表面贴合。
进一步的，加载杆1的所述连接杆呈Y型，具有第一杆、第二杆以及第三杆，所述第一杆与所述第二杆沿航空发动机叶片试验件的宽度方向与支架22连接，所述第三杆与所述活动杆连接，通过调整第一杆与第二杆的长度与位置，调整活动杆对加载囊5的载荷方向与位置，未在附图中说明。
进一步的，加载单元11包括多个，沿支架22的长度方向分布，每个所述加载单元11分别具有一个加载囊5。
进一步的，每个加载囊5均具有一个进口嘴3，进口嘴3具有外螺纹，进口嘴3通过所述外螺纹穿过加载盘4与加载杆1具有的内螺纹孔连接，进口嘴3的末端为锥形，加载杆1的内螺纹孔低端具有锥形凸起，当进口嘴3旋进所述内螺纹孔时，所述锥形凸起堵住所述进口嘴3的锥形末端，实现密封。
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 (10)

1.一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，包括：加载单元(11)以及安装加载单元(11)的支架(22)；
加载单元(11)包括加载杆(1)、加载盘(4)以及加载囊(5)；加载杆(1)上安装有测力计(2)，加载杆(1)包括连接杆与活动杆，所述连接杆与支架(22)连接，活动杆相对连接杆轴向运动，活动杆连接加载盘(4)，加载盘(4)远离所述活动杆的一面安装加载囊(5)，加载囊(5)具有腔体，所述腔体充有流体；加载囊(5)与航空发动机叶片试验件接触；
支架(22)，具有支撑板(8)以及安装在支撑板(8)两端的固定板(7)，所述支撑板(8)具有多个长条栅格，加载单元(11)的所述连接杆连接在所述长条栅格中，并在所述长条栅格中滑动。
2.如权利要求1所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，加载单元(11)包括多个，多个加载单元(11)沿支架(22)的长度方向分布，多个加载单元(11)共同连接同一加载囊(5)。
3.如权利要求1所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第二预设值时，加载囊(5)的材料为弹性材料，当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第二预设值时，加载囊(5)的材料为柔性非弹性材料。
4.如权利要求1所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，所述支撑板(8)沿航空发动机叶片试验件的宽度方向呈弧形分布。
5.如权利要求1所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，当对航空发动机叶片施加气体载荷小于第一预设值时，加载囊(5)充有的流体为气体，当对航空发动机叶片施加气体载荷大于第一预设值时，加载囊(5)充有的流体为液体。
6.如权利要求3所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，所述第二预设值的确定方法，包括：采用弹性材料的加载囊(5)，并使用加载囊(5)按照预设的多个第一载荷对航空发动机叶片加载，测量航空发动机叶片的第一受载，绘制第一载荷-受载曲线图，加载囊(5)采用柔性非弹性材料，并使用加载囊(5)按照预设的多个第二载荷对航空发动机叶片加载，测量航空发动机叶片的第二受载，绘制第二载荷-受载曲线图；
获取第一载荷-受载曲线图的导数符合预设条件的第一区间，将所述第一区间对应的第一载荷作为弹性材料的加载囊(5)的第一量程，获取第二载荷-受载曲线图的导数符合预设条件的第二区间，将所述第二区间对应的第二载荷作为柔性非弹性材料的加载囊(5)的第二量程，所述第一量程与第二量程的交点为所述第二预设值。
7.如权利要求5所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，加载囊(5)流体的初始压强等于大气压。
8.如权利要求1所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，加载杆(1)的所述连接杆呈Y型，具有第一杆、第二杆以及第三杆，所述第一杆与所述第二杆沿航空发动机叶片试验件的宽度方向与支架(22)连接，所述第三杆与所述活动杆连接，通过调整第一杆与第二杆的长度与位置，调整活动杆对加载囊(5)的载荷方向与位置。
9.如权利要求1所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，加载单元(11)包括多个，沿支架(22)的长度方向分布，每个所述加载单元(11)分别具有一个加载囊(5)。
10.如权利要求9所述的对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置，其特征在于，每个加载囊(5)均具有一个进口嘴(3)，进口嘴(3)具有外螺纹，进口嘴(3)通过所述外螺纹穿过加载盘(4)与加载杆(1)具有的内螺纹孔连接，进口嘴(3)的末端为锥形，加载杆(1)的内螺纹孔低端具有锥形凸起，当进口嘴(3)旋进所述内螺纹孔时，所述锥形凸起堵住所述进口嘴(3)的锥形末端，实现密封。
CN202210893199.XA 2022-07-27 2022-07-27 一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置 Pending CN115266380A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210893199.XA CN115266380A (zh) 2022-07-27 2022-07-27 一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210893199.XA CN115266380A (zh) 2022-07-27 2022-07-27 一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115266380A true CN115266380A (zh) 2022-11-01

Family

ID=83771036

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210893199.XA Pending CN115266380A (zh) 2022-07-27 2022-07-27 一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115266380A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101526438B (zh) 封闭式桅杆强度测量方法及专用测量装置
CN100554909C (zh) 带干摩擦阻尼结构叶片的减振试验装置
Alonso et al. Galloping stability of triangular cross-sectional bodies: a systematic approach
CN109307580B (zh) 一种考虑气动干扰效应的同步气弹-测压风洞试验装置
CN102087186B (zh) 微动疲劳实验平台
CN204128895U (zh) 混凝土恒定压应力加载装置
CN102607946A (zh) 一种原始级配堆石体大型真三轴试验装置及其使用方法
CN105241630A (zh) 应用于激波风洞测力试验的脉冲型杆式应变天平
CN102650578A (zh) 一种片状弹簧常温及高温应力松弛的测试方法
CN109596801A (zh) 一种模拟固体发动机药柱应力作用的贮存实验装置和方法
CN113049383A (zh) 一种胶接试件的测试装置及测试方法
CN115266380A (zh) 一种对航空发动机叶片施加气体载荷的静力试验装置
CN114659897A (zh) 一种固体推进剂围压原位拉伸试验装置及试验方法
CN105223021B (zh) 一种用于航空发动机放气机构的试验系统及方法
CN114689265A (zh) 用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法
CN117723252A (zh) 一种防爆波活门消波性能试验工装及其测试方法
CN205333412U (zh) 一种尺寸可调的预紧力落锤式冲击试验机板状试件夹具
CN102338625B (zh) 一种导线覆冰量的监测装置
CN217637742U (zh) 一种电芯膨胀力测试工装
CN211653339U (zh) 一种液晶屏测试工装
CN216081413U (zh) 测量装置
CN113306749B (zh) 用于模拟失重的称重气浮装置
CN214040555U (zh) 一种用于飞机附件检测的测量弹簧弹性特性的测量装置
CN115979567A (zh) 一种弹性机翼风洞气动弹性试验实时变形测量方法
CN212008166U (zh) 一种应变控制式四联土工三轴试验机

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