一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件的制作方法

1.本申请属于航空发动机强度设计领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件。


背景技术：

2.涡轮叶片是航空发动机最关键的零部件之一，在试验室环境下开展涡轮叶片的寿命模拟试验是实现涡轮叶片从材料到构件、再到整机验证正向设计的关键步骤，且相比整机试车，模拟试验具有试验成本低、可研究性强，研究成果对于涡轮叶片的正向设计和寿命评估预测具有重要意义。
3.为了满足涡轮苛刻工况环境下的使用需要，涡轮叶片往往具有复杂的空间曲面结构和复杂服役工况，在试验室环境下开展真实叶片寿命模拟试验需解决应力场和温度场的模拟等问题。
4.现有技术中通过焊接或铸造叶冠对叶片进行加载，导致外加叶冠与叶片连接处可能成为薄弱部位，试验过程中易在此处提前破坏；对于具有明显弯扭和其他设计特征的叶片结构而言，加载过程势必会导致叶形截面上的载荷传递过程变得复杂，试验截面应力和温度分布难以满足预期；由于试验件结构特征和试验过程等多项影响因素不明确，导致目前试验结果无法得到明确结论。


技术实现要素：

5.本申请的目的是提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.本申请的技术方案是：一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，包括：
7.用于模拟真实涡轮叶片不同考核截面结构特征的叶身考核段；
8.设置在叶身考核段的上下两侧的加载叶冠，所述加载叶冠用于与试验夹具安装以实现机械载荷的加载；
9.设置在叶身考核段与加载叶冠之间的连接倒圆，所述连接倒圆用于将施加于加载叶冠的载荷传递至叶身考核段；
10.在叶身考核段内设置的通气腔及内腔隔板，所述通气腔及内腔隔板在叶身考核段内形成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷却；
11.其中，所述加载叶冠的外端面形成集气盒安装面，所述集气盒安装面通过与集气盒及通气接头连接实现冷却气流入流出，所述加载叶冠的内端面形成试验夹具安装面，所述试验夹具安装面与试验夹具装配并实现传递载荷，所述加载叶冠的侧端面形成试验夹具定位面，所述试验夹具定位面实现试验件与试验夹具的轴向与周向有效定位，保障加载过程试验件稳定性。
12.进一步的，所述叶身考核段与真实涡轮叶片的叶身中需要考核部位的截面构型相同。
13.进一步的，所述加载叶冠为矩形形状。
14.进一步的，所述连接倒圆的结构强度高于或不低于叶身考核段的结构强度。
15.进一步的，所述连接倒圆通过采用强度不低于或大于所述叶身考核段材料强度的材料，实现连接倒圆的结构强度不低于或大于叶身考核段的结构强度，
16.进一步的，通过增加所述连接倒圆的结构厚度，实现连接倒圆的结构强度不低于或大于所述叶身考核段的结构强度
17.进一步的，所述连接倒圆通过焊接的方式与叶身考核段和加载叶冠实现结构间的固定。
18.相对现有技术，本申请的试验件解决了涡轮叶片结构模拟试验加载困难的问题，实现机械载荷有效加载，并保障试验过程连接部位具有足够的强度；解决了叶片结构由弯扭特征带来的加载过程中温度、应力分布改变的问题，实现试验过程温度与应力有效监控；优化了试验件方案，排除试验件结构特征和试验过程多项不确定因素，获得有效试验结果。
附图说明
19.为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
20.图1为本申请的涡轮叶片叶身强度模拟试验件正视图。
21.图2为本申请的涡轮叶片叶身强度模拟试验件立体图。
具体实施方式
22.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例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
23.为了解决现有技术方案中的涡轮叶片模拟试验中存在的机械载荷加载困难、试验过程应力与温度控制难度大以及数据有效性差等问题，提出一种涡轮叶片叶身强度模拟试验的试验件，该试验件可实现拉伸、持久、疲劳等模拟试验，从而获得叶身关键截面有效性能数据，为涡轮叶片强度、寿命设计与试验验证方法的建立提供技术支持。
24.如图1和图2所示，本申请提供的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件主要由叶身考核段1、连接倒圆2、加载叶冠3、通气腔及内腔隔板4、集气盒安装面5、试验夹具安装面6和试验夹具定位面7组成。
25.其中，叶身考核段1与真实涡轮叶片的叶身中需要考核部位的截面构型相同，以模拟真实涡轮叶片不同考核截面的结构特征。
26.在叶身考核段1的上下两侧分别设有加载叶冠3，加载叶冠3用于与试验夹具安装以实现机械载荷的加载。在本申请该实施例中，加载叶冠3大体上成矩形，方便与试验夹具进行连接。
27.在叶身考核段1与加载叶冠3之间设置连接倒圆2，连接倒圆2的结构强度不低于或高于叶身考核段1的结构强度，从而使连接倒圆2在保障叶身考核段1和加载叶冠3连接的同时，将施加于加载叶冠3的载荷传递至叶身考核段1，以保障试验过程不破坏。其中，连接倒圆2可通过采用强度大于或不低于叶身考核段1材料强度的材料实现连接倒圆2的结构强度大于叶身考核段1的结构强度，或是可以通过将连接倒圆2的结构厚度增加以实现连接倒圆
2的结构强度大于叶身考核段1的结构强度。此外，连接倒圆2可通过焊接的方式与叶身考核段1和加载叶冠3实现结构间的固定，方便载荷的传递。
28.真实涡轮叶片需要承受较高的温度，因此通常其内部设置为空心结构以降低叶片温度。本申请中，在叶身考核段1内设置通气腔及内腔隔板4以实现叶片内腔结构的模拟，同时在叶身考核段1内形成冷却气通道，实现对叶身考核段1进行冷却。
29.加载叶冠3的外端面构成集气盒安装面5，集气盒安装面5通过与集气盒及通气接头连接，实现冷却气流入流出。
30.加载叶冠3的内端面构成试验夹具安装面6，试验夹具安装面6与试验夹具装配并实现传递载荷。
31.加载叶冠3的侧端面构成试验夹具定位面7，试验夹具定位面7实现试验件与试验夹具的轴向与周向有效定位，保障加载过程试验件稳定性。
32.本申请所提供的涡轮叶片叶身强度模拟试验件可以在进行模拟试验时，实现机械载荷的有效加载，试验过程温度与应力的有效监控，从而获得有效的试验结果，该试验件可应用于涡轮叶片强度、寿命设计及试验验证中。
33.相对现有技术，本申请的试验件解决了涡轮叶片结构模拟试验加载困难的问题，实现机械载荷有效加载，并保障试验过程连接部位具有足够的强度；解决了叶片结构由弯扭特征带来的加载过程中温度、应力分布改变的问题，实现试验过程温度与应力有效监控；优化了试验件方案，排除试验件结构特征和试验过程多项不确定因素，获得有效试验结果。
34.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。


技术特征：
1.一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，其特征在于，包括：用于模拟真实涡轮叶片不同考核截面结构特征的叶身考核段；设置在叶身考核段的上下两侧的加载叶冠，所述加载叶冠用于与试验夹具安装以实现机械载荷的加载；设置在叶身考核段与加载叶冠之间的连接倒圆，所述连接倒圆用于将施加于加载叶冠的载荷传递至叶身考核段；在叶身考核段内设置的通气腔及内腔隔板，所述通气腔及内腔隔板在叶身考核段内形成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷却；其中，所述加载叶冠的外端面形成集气盒安装面，所述集气盒安装面通过与集气盒及通气接头连接实现冷却气流入流出，所述加载叶冠的内端面形成试验夹具安装面，所述试验夹具安装面与试验夹具装配并实现传递载荷，所述加载叶冠的侧端面形成试验夹具定位面，所述试验夹具定位面实现试验件与试验夹具的轴向与周向有效定位，保障加载过程试验件稳定性。2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，其特征在于，所述叶身考核段与真实涡轮叶片的叶身中需要考核部位的截面构型相同。3.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，其特征在于，所述加载叶冠为矩形形状。4.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，其特征在于，所述连接倒圆的结构强度高于或不低于叶身考核段的结构强度。5.如权利要求4所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，其特征在于，所述连接倒圆通过采用强度不低于或大于所述叶身考核段材料强度的材料，实现连接倒圆的结构强度不低于或大于叶身考核段的结构强度。6.如权利要求4所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，其特征在于，通过增加所述连接倒圆的结构厚度，实现连接倒圆的结构强度不低于或大于所述叶身考核段的结构强度。7.如权利要求5或6所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，其特征在于，所述连接倒圆通过焊接的方式与叶身考核段和加载叶冠实现结构间的固定。

技术总结
本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，包括：用于模拟真实涡轮叶片不同考核截面结构特征的叶身考核段；设置在叶身考核段的上下两侧的加载叶冠，用于与试验夹具安装以实现机械载荷的加载；设置在叶身考核段与加载叶冠之间的连接倒圆，用于将施加于加载叶冠的载荷传递至叶身考核段；在叶身考核段内设置的通气腔及内腔隔板，其在叶身考核段内形成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷却；加载叶冠的外端面形成集气盒安装面，通过与集气盒及通气接头连接实现冷却气流入流出，加载叶冠的内端面形成试验夹具安装面，其与试验夹具装配并实现传递载荷，加载叶冠的侧端面形成试验夹具定位面，实现试验件与试验夹具的轴向与周向有效定位。轴向与周向有效定位。轴向与周向有效定位。


技术研发人员：王威 康滨鹏 葛长闯 董自超 迟庆新 耿瑞 曹航 宋洋 吴云伍 李莹 王海旭
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2022.08.24
技术公布日：2022/11/18