CN205192745U - 试验件 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种试验件，用于验证中小型航空发动机涡轮盘和叶片榫槽部位的强度寿命，所述试验件包括中间段、第一端和第二端，所述中间段为板状结构，所述板状结构的一边具有开槽，所述第一端和所述第二端分别连接设置于所述中间段的两端，所述中间段的厚度为欲验证的零件榫槽截面宽度的80％-98％，所述开槽的形状和表面粗糙度与欲验证的零件榫槽相同。本实用新型的中间段的厚度为欲验证的零件榫槽截面宽度的80％-98％，开槽的形状和表面粗糙度与欲验证的零件榫槽相同，第一端和第二端方便固定连接，方便进行试验，并能够真实模拟欲验证的零件受力情况，从而可以较真实地反映航空发动机涡轮盘和叶片榫槽部位的强度寿命。

Description

试验件

技术领域

本实用新型总体来说涉及中小型航空发动机，具体而言，涉及一种涡轮盘和叶片榫槽部位的结构模拟试验件，用于涡轮盘及叶片榫齿部位的模拟强度寿命试验。

背景技术

中小型航空发动机涡轮盘与涡轮叶片通常采用纵树型榫齿联接，由于榫齿榫槽的圆角半径小，因而存在较大的应力集中，是涡轮盘和涡轮叶片的薄弱部位，较其他部位易于发生失效。事实也表明：在以往涡轮部件发生的故障失效事例中，由榫槽部位裂纹或断裂原因而导致的失效占据总体失效事例中大部分比例。同时，涡轮盘和涡轮叶片一旦失效，会带来难以预估的损失，尤其是涡轮盘一旦发生如爆裂等的失效，机匣难以包容其高能碎片，可能会造成机毁人亡的风险。因此，在中小型航空发动机设计中，涡轮盘与涡轮叶片也被作为关键零件及重要件进行控制，其强度寿命评估是必须进行的工作，而榫齿榫槽部位的强度寿命又是其评估关注的重点。

目前航空发动机涡轮盘和涡轮叶片的强度寿命校核一般采用部件试验和整机台架试验。部件试验和整机台架试验是采用真实零件进行试验考核。

在部件试验中，采用涡轮盘和一定数量的涡轮叶片装配成一整体转子，在部件试验器上按照相关试验技术要求进行超转、破裂、低循环疲劳试验。在整机试验中，涡轮盘和一定数量的涡轮叶片装配成一整体转子，随发动机在试车台上进行整机试验考核，如持久试车、低循环疲劳试验等。

在部件试验和整机台架试验中，考虑到保护试验设备和发动机，试验一般进行到一定比例的设计转速或一定循环周次或一定时间，只要满足发动机设计要求即停止试验，并未达到极限转速或极限循环周次或极限时间。

部件试验和整机台架试验主要针对涡轮盘和涡轮叶片的整体强度寿命进行试验验证考核，目前国内还未有针对涡轮盘和叶片榫槽部位强度寿命的专门考核试验试样。

涡轮转子处于航空发动机高温高压的复杂燃气环境，在工作中以40000-50000转/分的速度高速旋转。为了使涡轮盘和涡轮叶片在如此恶劣的环境下满意工作，材料上通常选用先进的高温高强高温合金，结构上通常采用变弧度齿形设计、齿形齿面精度高。

因此，对于如此高强度高精度的涡轮盘和涡轮叶片，材料成本高，加之加工难度大，刀具及加工设备要求严，加工成本高。以某涡轴发动机用粉末涡轮盘+单晶叶片组合的转子为例，盘坯材料成本约15万元/个，加工成本约30万元/个，加之1个转子需配装一定数量的叶片(以40片为例)，1片叶片成本(含原材料和生产制造成本)约4万元。所以1个转子的成本约205万元。加之部件试验和整机台架试验的设备损耗及试验成本，整个试验的费用以千万元计。

正由于部件试验和整机台架试验的整体成本高，考核试验通常进行1-2次部件试验或1-2台份整机试验，试验次数有限，试验子样数少；加之材料性能及加工质量等分散性原因，部件试验和整机台架试验获得的强度寿命不具有统计意义，难以体现目前生产和加工该涡轮盘及涡轮叶片的整个质量水平。

同时，由于部件试验和整机台架试验仅仅试验到超过设计状态一定裕度的某一转速，无法获得涡轮盘和叶片的极限强度寿命，无法给航空发动机的延寿等设计提供参考依据。

此外，部件试验和整机台架试验主要针对涡轮盘和涡轮叶片的整体强度寿命进行试验验证考核，目前国内还未有针对涡轮盘和叶片榫齿榫槽等特定部位强度寿命考核的结构试验件。

实用新型内容

本实用新型的一个主要目的在于克服上述现有技术的至少一种缺陷，提供一种可以较真实地反映航空发动机涡轮盘和叶片榫槽部位的强度寿命且结构简单、易于加工、节约成本的试验件。

为实现上述实用新型目的，本实用新型采用如下技术方案：

根据本实用新型的一个方面，提供了一种试验件，用于验证中小型航空发动机涡轮盘和叶片榫槽部位的强度寿命，所述试验件包括中间段、第一端和第二端，所述中间段为板状结构，所述板状结构的一边具有开槽，所述第一端和所述第二端分别连接设置于所述中间段的两端，所述中间段的厚度为欲验证的零件榫槽截面宽度的80％-98％，所述开槽的形状和表面粗糙度与欲验证的零件榫槽相同。

根据本实用新型的一实施方式，所述第一端和所述第二端均为圆棒结构。

根据本实用新型的一实施方式，所述第一端和所述第二端上均设置有螺纹。

根据本实用新型的一实施方式，所述螺纹中径与所述中间段的宽度相当。

根据本实用新型的一实施方式，所述第一端和所述第二端均为平板结构，所述平板上设置有穿孔。

根据本实用新型的一实施方式，所述平板结构的厚度不小于所述中间段的厚度。

根据本实用新型的一实施方式，所述试验件的所有转角均为圆滑过渡。

由上述技术方案可知，本实用新型的试验件的优点和积极效果在于：

本实用新型的中间段的厚度为欲验证的零件榫槽截面宽度的80％-98％，开槽的形状和表面粗糙度与欲验证的零件榫槽相同，第一端和第二端方便固定连接，方便进行试验，并能够真实模拟欲验证的零件受力情况，从而可以较真实地反映航空发动机涡轮盘和叶片榫槽部位的强度寿命。另外，本实用新型结构简单、易于加工，因此可以节约成本，并可以做彻底性试验，获得更加真实和完善的试验数据。

附图说明

通过结合附图考虑以下对本实用新型的优选实施例的详细说明，本实用新型的各种目标、特征和优点将变得更加显而易见。附图仅为本实用新型的示范性图解，并非一定是按比例绘制。在附图中，同样的附图标记始终表示相同或类似的部件。其中：

图1是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的主视结构示意图。

图2是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的左视结构示意图。

图3是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的俯视结构示意图。

图4是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件中开槽的放大结构示意图。

图5是根据另一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的主视结构示意图。

图6是根据另一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的俯视结构示意图。

其中，附图标记说明如下：

第一实施例：

1、试验件；10、中间段；11、第一端；12、第二端；13、开槽；14、螺纹；15、螺纹；16、过渡圆角；17、过渡圆角。

第二实施例：

2、试验件；20、中间段；21、第一端；22、第二端；23、开槽；24、穿孔；25、穿孔；26、过渡圆角；27、过渡圆角。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本实用新型将全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。

在对本实用新型的不同示例的下面描述中，参照附图进行，所述附图形成本实用新型的一部分，并且其中以示例方式显示了可实现本实用新型的多个方面的不同示例性结构、系统和步骤。应理解，可以使用部件、结构、示例性装置、系统和步骤的其他特定方案，并且可在不偏离本实用新型范围的情况下进行结构和功能性修改。而且，虽然本说明书中可使用术语“顶部”、“底部”、“前部”、“后部”、“侧部”等来描述本实用新型的不同示例性特征和元件，但是这些术语用于本文中仅出于方便，例如根据附图中所述的示例的方向。本说明书中的任何内容都不应理解为需要结构的特定三维方向才落入本实用新型的范围内。

参见图1-图3所示，图1是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的主视结构示意图，图2是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的左视结构示意图，图3是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的俯视结构示意图。

在该第一实施例中，该试验件1包括中间段10、第一端11和第二端12。其中，中间段10为板状结构，在该中间段10的一边具有开槽13，该开槽13从左至右全部贯通其侧面。开槽13的结构请参见图4所示，图4是根据一示例性实施方式示出的本实用新型试验件中开槽的放大结构示意图。开槽13的截面形状大致为三角形，其最底部为圆角过渡。另外，为准确模拟欲验证零件，该中间段10的厚度略小于欲验证的零件榫槽截面宽度，可以为欲验证的零件榫槽截面宽度的80％-98％。而且，开槽13的形状和表面粗糙度与欲验证的零件榫槽相同。

在该第一实施例中，第一端11和第二端12分别连接设置于中间段10的两端，而且第一端11通过过渡圆角16与中间段10之间圆滑连接，第二端12通过过渡圆角17与中间段10之间圆滑连接。在该第一实施例中，第一端11和第二端12均为圆棒结构，而且第一端11上设置有螺纹14，第二端12上设置有螺纹15。在该第一实施例中，螺纹14和螺纹15的中径与中间段10的宽度相当。

参见图5和图6所示，图5是根据另一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的主视结构示意图，图6是根据另一示例性实施方式示出的本实用新型试验件的俯视结构示意图。

在该第二实施例中，该试验件2包括中间段20、第一端21和第二端22。其中，中间段20为板状结构，在该中间段20的一边具有开槽23，该开槽23从左至右全部贯通其侧面。开槽23的截面形状大致为三角形，其最底部为圆角过渡。另外，为准确模拟欲验证零件，该中间段20的厚度略小于欲验证的零件榫槽截面宽度，可以为欲验证的零件榫槽截面宽度的80％-98％。而且，开槽23的形状和表面粗糙度与欲验证的零件榫槽相同。

在该第二实施例中，第一端21和第二端22分别连接设置于中间段20的两端，而且第一端21通过过渡圆角26与中间段20之间圆滑连接，第二端22通过过渡圆角27与中间段20之间圆滑连接。在该第二实施例中，第一端21和第二端22均为平板结构，而且第一端21的平板上设置有穿孔24，第二端22的平板上设置有穿孔25。另外，第一端21和第二端22的平板结构的厚度不小于中间段20的厚度。

以上结合两个具体实施例说明了本实用新型的两种应用结构，在本实用新型中，通过有限元分析计算，使开槽的平面应力或平面应变分布与零件榫槽保持一致，以确定平板上开槽的深度。中间段的板的宽度和长度以不干涉开槽的应力或应变分布为宜。而且，不论是第二实施例中的孔径，还是第一实施例中的螺纹，其规格可根据有限元分析结果进行选择，判定的基本原则是试验过程中孔边部位不发生裂纹/断裂失效以及螺栓不发生断裂失效为准。

试验时，将本实用新型的试验件通过螺纹联结或螺栓联结等方式安装在拉伸试验机或疲劳试验机上，使试验件的中心轴线与加载的中心轴线一致，进行加温加载试验。在高温下试验时，可对中间段加设加热装置，达到高温下试验的目的。根据预设的试验参数方案，沿中心轴线施加载荷(含交变载荷)，该载荷经压力传感器被计算机数据采集系统采集，在载荷施加的情况下，沿预定试验参数方案升温、持温、降温，加载、保载、卸载，结束后，将试验件取出，测试及观察试验件开槽部位的变化情况，达到考核评价开槽部位强度寿命的目的。同时，为了获得试验件在试验过程表面氧化质量、表面裂纹尺寸变化等变化情况，可在加热装置上开窗口，安装高温观测仪。

本实用新型的试验件结构简单、设计新颖，可以比较真实地验证中小型航空发动机涡轮盘和叶片榫槽部位的强度寿命。同时，整个试验成本可大幅降低。以某发动机用粉末涡轮盘坯尺寸计算，1个盘坯上可切取30-40个模拟结构试验件，1个试验件加工成本约1个涡轮盘的1/600。同时，试验件在拉伸试验机或疲劳试验机上试验费用远低于部件试验或整机台架试验。由于模拟试验件试验费用低，可通过多子样试验，可补充真实零件试验数量的不足，获得统计意义上的可靠强度寿命性能。同时，在拉伸试验机或疲劳试验机将试验件试验至断裂，可获得涡轮盘和叶片榫齿榫槽部位的极限强度寿命，可给航空发动机的延寿设计等提供参考依据。

以上结合附图示例说明了本实用新型的一些优选实施例式。本实用新型所属技术领域的普通技术人员应当理解，上述具体实施方式部分中所示出的具体结构和工艺过程仅仅为示例性的，而非限制性的。而且，本实用新型所属技术领域的普通技术人员可对以上所述所示的各种技术特征按照各种可能的方式进行组合以构成新的技术方案，或者进行其它改动，而都属于本实用新型的范围之内。

Claims (7)

1.一种试验件，用于验证中小型航空发动机涡轮盘和叶片榫槽部位的强度寿命，其特征在于，所述试验件包括中间段、第一端和第二端，所述中间段为板状结构，所述板状结构的一边具有开槽，所述第一端和所述第二端分别连接设置于所述中间段的两端，所述中间段的厚度为欲验证的零件榫槽截面宽度的80％-98％，所述开槽的形状和表面粗糙度与欲验证的零件榫槽相同。

2.如权利要求1所述的试验件，其特征在于，所述第一端和所述第二端均为圆棒结构。

3.如权利要求2所述的试验件，其特征在于，所述第一端和所述第二端上均设置有螺纹。

4.如权利要求3所述的试验件，其特征在于，所述螺纹中径与所述中间段的宽度相当。

5.如权利要求1所述的试验件，其特征在于，所述第一端和所述第二端均为平板结构，所述平板上设置有穿孔。

6.如权利要求5所述的试验件，其特征在于，所述平板结构的厚度不小于所述中间段的厚度。

7.如权利要求1-6任一所述的试验件，其特征在于，所述试验件的所有转角均为圆滑过渡。