CN207263432U - 一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了本实用新型实施例提供了一种一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，包括：共振放大机构，所述共振放大机构经复数根连接螺钉与振动发生设备的运动部件连接，同时所述共振放大机构还具有与待测叶片榫头配合设置的榫槽，所述榫槽的根部设置有变形缝。本实用新型提供的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，结构简单，体积小，重量轻，安装和使用方便，简化了叶片疲劳测试的流程；另外，本实用新型提供的夹具能够使夹具和待测试件共振，从而可以达到较高的振动量级，以接近真实的工作状态，并且所述夹具能够适应高温测试环境。
Description
技术领域
本实用新型特别涉及一种一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，属于航空发动机叶片试验技术领域。
背景技术
叶片所述的工作温度最高，应力最复杂，是发动机上环境最为恶劣的机构，其叶片数量较多，形状复杂，加工难度大，成品率较低，多采用高温合金制造，叶片的生产成本高，是发动机的核心零件之一。叶片疲劳性能的好坏，直接影响发动机的寿命和可靠性工作。
试验夹具的功能是将振动台的运动和能量传给试件，试验中希望动圈将振动能量通过夹具不失真地传到试件。这就要求夹具的刚度尽可能大。由于当夹具发生共振时，输入和输出将不再保持相同的值，而且夹具上各个点的运动参数也不保持相同的值，这样就对振动试验产生影响。现有的常规夹具，一般需要避开与待测试件共振，而单纯的利用振动试验装备，其提供的振动量级偏低，不能提供真实的工作试验环境。
实用新型内容
本实用新型的主要目的在于提供一种一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，以克服现有技术的不足。
为实现前述实用新型目的，本实用新型采用的技术方案包括：
本实用新型实施例提供了一种一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，包括：共振放大机构，所述共振放大机构经复数根连接螺钉与振动发生设备的运动部件连接，同时所述共振放大机构还具有与待测叶片榫头配合设置的榫槽，所述榫槽的根部设置有变形缝。
进一步的，所述共振放大机构为共振放大梁，所述连接螺钉上部与共振放大梁底部固定连接，所述连接螺钉下部与振动发生设备的运动部件固定连接。
更进一步的，所述共振放大梁上设置有复数个沿竖直方向贯穿共振放大梁的螺钉安装孔，所述连接螺钉与螺钉安装孔配合。
更进一步的，所述榫槽与螺钉安装孔设置于所述共振放大梁的不同侧。
更进一步的，所述榫槽的开口方向与所述螺钉安装孔的轴向方向相互垂直。
进一步的，所述榫槽上部设置有通孔，所述榫槽下部具有与所述通孔对应设置的螺纹孔，所述通孔与紧固螺钉配合将待测叶片夹紧与所述榫槽内。
优选的，所述变形缝水平设置。
在一些较为具体的实施方案中，所述一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具还包括：连续设置于所述共振放大机构内的冷却介质通道。
进一步的，所述冷却介质通道连续贯穿所述共振放大机构，并与冷却介质循环设备连通。
优选的，所述振动发生设备包括电动振动台。
与现有技术相比，本实用新型的优点包括：本实用新型提供的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，结构简单，体积小，重量轻，安装和使用方便，简化了叶片疲劳测试的流程；另外，本实用新型提供的夹具能够使夹具和待测试件共振，从而可以达到较高的振动量级，以接近真实的工作状态，并且所述夹具能够适应高温测试环境。
附图说明
图1是本实用新型一典型实施案例中一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具的结构示意图；
图2是本实用新型一典型实施案例中一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具的正视图；
图3是图2中A-A处的横切面结构示意图；
附图标记说明：1-共振放大梁，11-螺钉安装孔，2-连接螺钉，3-紧固螺钉，4-榫槽，41-变形缝，5-冷却介质通道，6-螺纹孔。
具体实施方式
鉴于现有技术中的不足，本案发明人经长期研究和大量实践，得以提出本实用新型的技术方案。如下将对该技术方案、其实施过程及原理等作进一步的解释说明。
本实用新型实施例提供了一种一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，包括：共振放大机构，所述共振放大机构经复数根连接螺钉与振动发生设备的运动部件连接，同时所述共振放大机构还具有与待测叶片榫头配合设置的榫槽，所述榫槽的根部设置有变形缝。
进一步的，所述共振放大机构为共振放大梁，所述连接螺钉上部与共振放大梁底部固定连接，所述连接螺钉下部与振动发生设备的运动部件固定连接。
更进一步的，所述共振放大梁上设置有复数个沿竖直方向贯穿共振放大梁的螺钉安装孔，所述连接螺钉与螺钉安装孔配合。
更进一步的，所述榫槽与螺钉安装孔设置于所述共振放大梁的不同侧。
更进一步的，所述榫槽的开口方向与所述螺钉安装孔的轴向方向相互垂直。
进一步的，所述榫槽上部设置有通孔，所述榫槽下部具有与所述通孔对应设置的螺纹孔，所述通孔与紧固螺钉配合将待测叶片夹紧与所述榫槽内。
优选的，所述变形缝水平设置。
在一些较为具体的实施方案中，所述一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具还包括：连续设置于所述共振放大机构内的冷却介质通道。
进一步的，所述冷却介质通道连续贯穿所述共振放大机构，并与冷却介质循环设备连通。
优选的，所述振动发生设备包括电动振动台。
如下将结合附图对该技术方案、其实施过程及原理等作进一步的解释说明。
请参阅图1和图3，一种一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，包括：共振放大梁1(即共振放大机构)，共振放大梁1的一侧设置有复数个螺钉安装孔11，连接螺钉2设置于螺钉安装孔11内，共振放大梁1能够通过连接螺钉2与振动设备连接；共振放大梁1的另一侧设置有与待测叶片榫头配合设置的榫槽4，在榫槽的根部设置有变形缝41，榫槽4的上部结构设置有通孔(图中未表示)，榫槽4的下部结构设置有与上部通孔对应设置的螺纹孔6，紧固螺钉3能够穿过榫槽结构上部的通孔，将安置于榫槽内的待测叶片的牢牢夹紧。
请再次参阅图2，在一些较为具体的实施方案中，在共振放大梁1内部还设置有冷却介质通道5，冷却介质通，5连续贯穿共振放大梁1，并与冷却介质循环设备连通。
在一些较为具体的实施方案中，在进行叶片测试时，将共振放大梁通过设置的连接螺钉固定于电动振动台上，松开紧固螺钉，将待测叶片的榫头安装于共振放大梁一侧的榫槽内，然后拧紧紧固螺钉，将叶片牢固固定于榫槽内，然后开启电动振动台，榫槽内的变形缝使得共振放大梁能够承受更大的振动量级而不易损坏，在测试过程中，当叶片采用感应加热时，夹具也会处于感应区，会与叶片一起加热，夹具长时间高温振动容易损坏，且其共振频率会逐渐降低，影响试验，另外为保护振动台，必须减少热量传到振动设备上，其内部设置的冷却介质通道内的冷却介质能够使共振放大梁的温度不会过高，从而提高了其使用寿命和测试精度。
本实用新型提供的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，结构简单，体积小，重量轻，安装和使用方便，简化了叶片疲劳测试的流程；另外，本实用新型提供的夹具能够使夹具和待测试件共振，从而可以达到较高的振动量级，以接近真实的工作状态，并且所述夹具能够适应高温测试环境。
应当理解，上述实施例仅为说明本实用新型的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本实用新型的内容并据以实施，并不能以此限制本实用新型的保护范围。凡根据本实用新型精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于包括共振放大机构，所述共振放大机构经复数根连接螺钉与振动发生设备的运动部件连接，同时所述共振放大机构还具有与待测叶片榫头配合设置的榫槽，所述榫槽的根部设置有变形缝。
2.根据权利要求1所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述共振放大机构为共振放大梁，所述连接螺钉上部与共振放大梁底部固定连接，所述连接螺钉下部与振动发生设备的运动部件固定连接。
3.根据权利要求2所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述共振放大梁上设置有复数个沿竖直方向贯穿共振放大梁的螺钉安装孔，所述连接螺钉与螺钉安装孔配合。
4.根据权利要求3所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述榫槽与螺钉安装孔设置于所述共振放大梁的不同侧。
5.根据权利要求3所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述榫槽的开口方向与所述螺钉安装孔的轴向方向相互垂直。
6.根据权利要求1所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述榫槽上部设置有通孔，所述榫槽下部具有与所述通孔对应设置的螺纹孔，所述通孔与紧固螺钉配合将待测叶片夹紧与所述榫槽内。
7.根据权利要求1所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述变形缝水平设置。
8.根据权利要求1所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于还包括：连续设置于所述共振放大机构内的冷却介质通道。
9.根据权利要求8所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述冷却介质通道连续贯穿所述共振放大机构，并与冷却介质循环设备连通。
10.根据权利要求1所述的一体式航空发动机叶片的高温高频疲劳寿命测试夹具，其特征在于：所述振动发生设备包括电动振动台。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN114235319A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-03-25 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种空心涡轮叶片试验装置及方法 |
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|---|---|---|---|---|
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