CN117074197B - 航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置及试验方法 - Google Patents

航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置及试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置及试验方法，包括基座，所述基座上设置有试验工作台和桥联支架，所述试验工作台上固定安装有第一夹具，其中，所述桥联支架包括两根平行设置框架立柱，两根所述框架立柱的下端固定设置在基座中，上端通过十字横梁相连，所述十字横梁中间顶部集成设置液压作动缸，所述十字横梁中间底部设置力传感器和第二夹具，所述第一夹具和第二夹具形成试样夹持器，所述第二夹具和力传感器通过弹性对中校准部件直接耦合液压作动缸。本发明能够提供高精度、高可靠性、高重复性能的动静态测试环境，充分满足航空发动机叶片用材料的各类高要求的静态、动态材料力学性能测试需求。

Description

航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置及试验方法
技术领域
本发明涉及一种静态疲劳测试装置及试验方法，尤其涉及一种航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置。
背景技术
振动疲劳是结构所承受的动态交变载荷的频率分布与结构固有频率分布具有交集或相接近，引起其结构共振所产生的疲劳破坏。金属构件外形突变或表面刻痕或内部缺陷等部位，在足够大的交变应力作用下，都可能因较大的应力集中引发微观裂纹。分散的微观裂纹经过集结沟通将形成宏观裂纹。已形成的宏观裂纹逐渐缓慢地扩展，构件横截面逐步削弱，当达到一定限度时，构件会突然断裂。金属因交变应力引起的上述失效现象，称为金属的疲劳。静载下塑性性能很好的材料，当承受交变应力时，往往在应力低于屈服极限没有明显塑性变形的情况下，突然断裂。统计数据表明，机械零件的失效，约有70%左右是疲劳引起的，而且造成的事故大多数是灾难性的。因此，通过实验研究金属材料抗疲劳的性能具有重要的实际意义。
疲劳试验机是一种主要用于测定金属及其合金材料在室温状态下的拉伸、压缩或拉、压交变负荷的疲劳性能试验的机器。比如测定金属、合金材料及其构件（如操作关节、固接件、螺旋运动件等）在室温状态下的拉伸、压缩或拉压交变负荷的疲劳特性、疲劳寿命、预制裂纹及裂纹扩展试验。
尽管对于航空发动机叶片的疲劳行为已有广泛研究，但是现有试验技术要么过于复杂，缺少普适性的规范试验步骤；要么不适合进行高频的超高周疲劳研究，难于满足航空发动机叶片超长寿命服役要求。因此，有必要对现有的疲劳试验机进行改进，提供适用于航空发动机叶片材料（主要是超合金）的静态疲劳测试装置及试验方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置及试验方法，能够提供高精度、高可靠性、高重复性能的动静态测试环境，充分满足航空发动机叶片用材料的各类高要求的静态、动态材料力学性能测试需求。
本发明为解决上述技术问题而采用的技术方案是提供一种航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，包括基座，所述基座上设置有试验工作台和桥联支架，所述试验工作台上固定安装有第一夹具，其中，所述桥联支架包括两根平行设置框架立柱，两根所述框架立柱的下端固定设置在基座中，上端通过十字横梁相连，所述十字横梁中间顶部集成设置液压作动缸，所述十字横梁中间底部设置力传感器和第二夹具，所述第一夹具和第二夹具形成试样夹持器，所述第二夹具和力传感器通过弹性对中校准部件直接耦合液压作动缸。
进一步地，所述过弹性对中校准部件包括弹性夹头和夹头座，所述力传感器固定在弹性夹头上，所述弹性夹头和夹头座套设在液压作动缸的活塞杆上，所述夹头座通过一对并排平行设置的滚珠轴承固定在活塞杆上，所述弹性夹头的开口部和夹头座内壁采用锥度配合，所述弹性夹头的底部和夹头座之间设有波形弹簧片，所述弹性夹头浮动定位在夹头座内。
进一步地，所述弹性夹头的开口部和夹头座内壁之间采用2%-5%的配合锥度，所述力传感器和弹性夹头的接触面为斜锲面。
进一步地，所述框架立柱和十字横梁采用高强度镍基合金冷轧制得，所述弹性对中校准部件采用合金粉末通过高温烧结方式制得。
进一步地，所述合金粉末包括铁粉、镍粉和铬粉，所述铁粉的粒径范围为5.0-10.0微米；所述镍粉和铬粉的粒径范围为0.5-2.0微米，所述铁粉：镍粉：铬粉的重量比为25-40：2：1。
进一步地，所述试验工作台上还设置有液压十字头定位杆，所述液压十字头定位杆与框架立柱平行设置且位于框架立柱的外侧，所述液压十字头定位杆上设置有锁定机构，所述液压作动缸上设置防旋转装置。
进一步地，所述液压作动缸上设置有载荷传感器和低摩擦环形止推阶梯轴承，并同轴安装线性差分式位移传感器。
本发明为解决上述技术问题还提供一种航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置的试验方法，包括：步骤S1、将航空发动机叶片用材料制成标准试件；步骤S2、对标准试件进行拉伸、压缩、弯曲和应力松驰测试，获取所测材料的许用应力疲劳值σ-1，绘制材料的S-N曲线；步骤S3、对标准试件进行高周疲劳和低周疲劳测试；步骤S4、对标准试件预置裂纹，测试疲劳裂纹扩展和断裂韧性。
进一步地，所述步骤S1将航空发动机叶片用材料制成多种标准试件，包括薄板材、厚板材、链条、固接件和连杆，并在步骤S2中分别进行拉伸试验；所述步骤S4包括测试材料平面应变断裂韧度KIc以及采用卸载柔度法测材料的断裂韧度JIc。
进一步地，所述步骤S3包括在正弦载荷下进行三点弯曲试验和四点弯曲试验，并加载三角波进行应变测试。
本发明对比现有技术有如下的有益效果：本发明提供的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，通过在十字横梁中间顶部集成设置液压作动缸，利用弹性对中校准部件固定夹具，确保系统长期对中性，从而能够提供高精度、高可靠性、高重复性能的动静态测试环境，充分满足航空发动机叶片用材料的各类高要求的静态、动态材料力学性能测试需求。
附图说明
图1为本发明航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置结构示意图；
图2为本发明的静态疲劳测试装置中弹性对中校准部件的剖面结构示意图；
图3为本发明加载三角波进行应变测试结果。
图中：
1 基座2 试验工作台3 第一夹具
4 框架立柱5 十字横梁6 液压作动缸
7 力传感器8 第二夹具9 弹性对中校准部件
61 活塞杆91 弹性夹头92 夹头座
93 滚珠轴承94 斜楔面
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的描述。
图1为本发明航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置结构示意图。
请参见图1，本发明提供的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，包括基座1，所述基座1上设置有试验工作台2和桥联支架，所述试验工作台2上固定安装有第一夹具3，其中，所述桥联支架包括两根平行设置框架立柱4，两根所述框架立柱4的下端固定设置在基座1中，上端通过十字横梁5相连，所述十字横梁5中间顶部集成设置液压作动缸6，所述十字横梁5中间底部设置力传感器7和第二夹具8，所述第一夹具3和第二夹具8形成试样夹持器，所述第二夹具8和力传感器7通过弹性对中校准部件9直接耦合液压作动缸6。
本发明提供的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，液压作动缸6直接整合安装于铸钢材质的十字横梁5内，构成一体化集成作动缸横梁。这样的设计减少了铰接数量，得到了具有极佳轴向和侧向刚度的载荷框架。所述第二夹具8和力传感器7通过弹性对中校准部件9直接耦合液压作动缸6，缩短管路，降低压力损失，提高液压动力的使用效率。
请继续参见图2，本发明的过弹性对中校准部件9包括弹性夹头91和夹头座92，所述力传感器7固定在弹性夹头91上，所述弹性夹头91和夹头座92套设在液压作动缸的活塞杆61上，所述夹头座92通过一对并排平行设置的滚珠轴承93固定在活塞杆61上，所述弹性夹头91的开口部和夹头座92内壁采用锥度配合，能够精准控制同轴度实现对中；所述弹性夹头91的底部和夹头座92之间设有波形弹簧片95，所述弹性夹头91浮动定位在夹头座92内，大大提升抗疲劳测试性能；满足精密可控，准确一致的过零点疲劳测试需求；使得用户可以精确实施低周疲劳、高周疲劳、高级低周疲劳以及高级高周疲劳测试。
由于采用一对并排平行设置的滚珠轴承固定夹头座92，不但使得夹头座92与活塞杆61能够很好地实现同轴配合，而且滚珠轴93承的间隙可以为液压冷却液提供通道，无需再额外预留散热通道，从而在保证同轴度和结构紧凑的情况下巧妙解决散热问题。优选地，所述弹性夹头91的开口部和夹头座92内壁之间采用2%-5%的配合锥度，所述力传感器7和弹性夹头91的接触面为斜锲面94。
本发明提供的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，所述框架立柱4为精加工立柱，采用高强度镍基合金冷轧制得，所述十字横梁5具有极高的刚性，也采用高强度镍基合金冷轧制得。弹性对中校准部件9除了具有极高的刚性，还要具有很强的耐磨和耐疲劳性能。为此，所述弹性对中校准部件9采用镍基合金粉末通过高温烧结方式制得。优选地，所述合金粉末包括铁粉、镍粉和铬粉，所述铁粉作为母基粉，粒径范围为5.0-10.0微米；所述镍粉和铬粉作为辅助粉，粒径范围为0.5-2.0微米，所述铁粉：镍粉：铬粉的重量比为25-40：2：1。通过有针对性地设置母基粉和辅助粉的粒径相差10倍以上，从而巧妙地使得辅助粉填充在母基粉的间隙中，增强金属粉末流动性并提高注塑流动过程中母基粉分布的有序性，从而使得制品表面具有较好的平整度，大大提升耐摩性和耐疲劳性，以便更好地适用于各类断裂韧度、疲劳裂纹扩展试验。
本发明提供的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，所述试验工作台2上还设置有液压十字头定位杆，所述液压十字头定位杆与框架立柱平行设置且位于框架立柱的外侧，所述液压十字头定位杆上设置有锁定机构和防旋转装置。进一步地，所述液压作动缸6上还可根据需要设置有载荷传感器和低摩擦环形止推阶梯轴承，并同轴安装线性差分式位移传感器，以便进一步控制测量精度。
本发明还提供一种采用上述的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置的疲劳试验方法，其中，包括：
步骤S1、将航空发动机叶片用材料制成标准试件；
步骤S2、将标准试件装在本发明静态疲劳测试装置的试样夹持器，对标准试件进行拉伸、压缩、弯曲和应力松驰测试，获取所测材料的许用应力疲劳值σ-1，以材料标准试件疲劳强度为纵坐标，以疲劳寿命的对数值lg N为横坐标绘制材料的S-N曲线，也称应力－寿命曲线；观察疲劳破坏现象和断口特征，进而学会对称循环下测定金属材料疲劳极限的方法。
步骤S3、对标准试件进行高周疲劳和低周疲劳测试；
步骤S4、对标准试件预置裂纹，测试疲劳裂纹扩展和断裂韧性。
进一步地，所述步骤S1将航空发动机叶片用材料制成多种标准试件，包括薄板材、厚板材、链条、固接件和连杆，并在步骤S2中分别进行拉伸试验；所述步骤S4包括测试材料平面应变断裂韧度KIc以及采用卸载柔度法测材料的断裂韧度JIc。
进一步地，所述步骤S3包括在正弦载荷下进行三点弯曲试验和四点弯曲试验，并加载三角波进行应变测试，如图3所示；可见能够提供高精度、高可靠性、高重复性能的动静态测试环境，充分满足航空发动机叶片用材料的各类高要求的静态、动态材料力学性能测试需求。
虽然本发明已以较佳实施例揭示如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作些许的修改和完善，因此本发明的保护范围当以权利要求书所界定的为准。

Claims (9)

1.一种航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，包括基座，所述基座上设置有试验工作台和桥联支架，所述试验工作台上固定安装有第一夹具，其特征在于，所述桥联支架包括两根平行设置框架立柱，两根所述框架立柱的下端固定设置在基座中，上端通过十字横梁相连，所述十字横梁中间顶部集成设置有提供疲劳载荷的液压作动缸，所述十字横梁中间底部设置力传感器和第二夹具，所述第一夹具和第二夹具形成试样夹持器，所述第二夹具和力传感器通过弹性对中校准部件直接耦合液压作动缸；
所述弹性对中校准部件包括弹性夹头和夹头座，所述力传感器固定在弹性夹头上，所述弹性夹头和夹头座套设在液压作动缸的活塞杆上，所述夹头座通过一对并排平行设置的滚珠轴承固定在活塞杆上，所述弹性夹头的开口部和夹头座内壁采用锥度配合，所述弹性夹头的底部和夹头座之间设有波形弹簧片，所述弹性夹头浮动定位在夹头座内；
所述弹性夹头的开口向下，且开口尺寸由下往上逐渐变小；所述弹性夹头的开口部和夹头座内壁之间采用2%-5%的配合锥度。
2.如权利要求1所述的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，其特征在于，所述力传感器和弹性夹头的接触面为斜锲面。
3.如权利要求1所述的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，其特征在于，所述框架立柱和十字横梁采用高强度镍基合金冷轧制得，所述弹性对中校准部件采用合金粉末通过高温烧结方式制得。
4.如权利要求3所述的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，其特征在于，所述合金粉末包括铁粉、镍粉和铬粉，所述铁粉的粒径范围为5.0-10.0微米；所述镍粉和铬粉的粒径范围为0.5-2.0微米，所述铁粉：镍粉：铬粉的重量比为25-40：2：1。
5.如权利要求1所述的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，其特征在于，所述试验工作台上还设置有液压十字头定位杆，所述液压十字头定位杆与框架立柱平行设置且位于框架立柱的外侧，所述液压十字头定位杆上设置有锁定机构，所述液压作动缸上设置防旋转装置。
6.如权利要求1所述的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置，其特征在于，所述液压作动缸上设置有载荷传感器和低摩擦环形止推阶梯轴承，并同轴安装线性差分式位移传感器。
7.一种采用如权利要求1所述的航空发动机叶片用材料的静态疲劳测试装置的疲劳试验方法，其特征在于，包括：
步骤S1、将航空发动机叶片用材料制成标准试件；
步骤S2、对标准试件进行拉伸、压缩、弯曲和应力松驰测试，获取所测材料的许用应力疲劳值σ-1，绘制材料的应力－寿命曲线；
步骤S3、对标准试件进行高周疲劳和低周疲劳测试；
步骤S4、对标准试件预置裂纹，测试疲劳裂纹扩展和断裂韧性。
8.如权利要求7所述的疲劳试验方法，其特征在于，所述步骤S1将航空发动机叶片用材料制成多种标准试件，包括薄板材、厚板材、链条、固接件和连杆，并在步骤S2中分别进行拉伸试验；所述步骤S4包括测试材料平面应变断裂韧度KIc以及采用卸载柔度法测材料的断裂韧度JIc。
9.如权利要求8所述的疲劳试验方法，其特征在于，所述步骤S3包括在正弦载荷下进行三点弯曲试验和四点弯曲试验，并加载三角波进行应变测试。
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