[發明專利]一種航空發動機葉片高低周復合疲勞試驗裝置

在審

• 申請號: 202210689522.1
• 申請日: 2022-06-17
• 公開（公告）號: CN115127792A
• 公開（公告）日: 2022-09-30
• 發明（設計）人: 黃宇;楊洪偉;鄒茉;趙迎春;高陽
• 申請（專利權）人: 中國航發貴陽發動機設計研究所
• 主分類號: G01M13/00
• 分類號: G01M13/00;G01M9/00
• 代理公司: 貴州派騰知識產權代理有限公司 52114
• 代理人: 宋妍麗

本發明提供了一種航空發動機葉片高低周復合疲勞試驗裝置，包括設置在風洞上緣和風洞下緣之間的風扇和試驗葉片；所述試驗葉片裝配在位于風洞下緣外的試驗輪盤上，試驗輪盤與電機連接；所述風扇和試驗葉片之間設有前氣門，在前氣門上均勻分布有多個前氣嘴；所述試驗葉片的后端設有后氣門，在后氣門上均勻分布有多個后氣嘴。本發明可以模擬發動機葉片所受的低周離心載荷和高周氣動載荷，并可以模擬試驗發動機葉片的不同前后級發動機葉片激振的影響，從而得到航空發動機葉片的高低周復合疲勞壽命，為航空發動機葉片的安全使用提供保障。

技術領域

本發明涉及一種航空發動機葉片高低周復合疲勞試驗裝置，屬于航空發動機技術領域，適用于葉片的高低周疲勞試驗設計。

背景技術

疲勞被稱為機械構件的致命殺手，是航空發動機部件失效的主要原因之一。民機和軍機的疲勞失效模式比例或有不同，不同階段比例也有變化，但疲勞在航空發動機零部件失效中所占比例卻不可小覷。航空發動機葉片疲勞破壞是多次重復載荷作用下產生的破壞，是較長期交變循環應力作用的結果。航空發動機葉片在全壽命周期內承受著兩種交變循環載荷，一種是由各種氣動、機械原因誘發的振動循環載荷，此類振動應力幅值相對較低，頻率較高，一般使葉片發生10⁵以上循環的高周疲勞失效，稱為高周疲勞，可在短時間內造成嚴重的破壞。另一種是飛機起落過程中承受離心力作用造成的循環載荷，這種起落循環往往使得葉片發生10⁵以內的低周疲勞破壞，稱為低周疲勞。

航空發動機葉片工作時既承受著飛機起落循環造成的低周疲勞損傷，同時也承受著氣動載荷作用引起的高周疲勞損傷，其失效模式往往是高低周復合疲勞失效，葉片的復合疲勞壽命將比單獨的低周疲勞、高周疲勞壽命降低很多。以往開展葉片的低周疲勞試驗時，先通過計算得到葉片疲勞極限的危險截面，然后計算危險截面的離心載荷，將葉片榫頭固定在底部夾具上，在葉片頂部某個截面上夾持住葉片，通過葉片頂部的夾具施加拉伸載荷，拉伸載荷數值為計算出來的危險截面離心載荷。由于葉片徑向各截面的離心載荷是變化的，上述的試驗方法只能施加恒定的離心載荷，因此不能完全模擬真實發動機狀態下葉片的離心載荷。同時，以往葉片的高低周疲勞試驗是分別開展的，無法同步在相同葉片上施加高低周疲勞載荷，而葉片的高低周復合疲勞壽命比單獨的高、低周疲勞壽命會低很多，若能有一種試驗方法，可以同時對葉片施加高、低周疲勞載荷，得到更為真實的葉片疲勞壽命，將更有益于葉片的安全設計。

發明內容

為解決上述技術問題，本發明提供了一種航空發動機葉片高低周復合疲勞試驗裝置，該航空發動機葉片高低周復合疲勞試驗裝置可以模擬發動機葉片所受的離心載荷和氣動載荷，并可以模擬不同激振源的影響。

本發明通過以下技術方案得以實現。

本發明提供的一種航空發動機葉片高低周復合疲勞試驗裝置，包括設置在風洞上緣和風洞下緣之間的風扇和試驗葉片；所述試驗葉片裝配在位于風洞下緣外的試驗輪盤上，試驗輪盤與電機連接；所述風扇和試驗葉片之間設有前氣門，在前氣門上均勻分布有多個前氣嘴；所述試驗葉片的后端設有后氣門，在后氣門上均勻分布有多個后氣嘴。

所述試驗輪盤通過轉接段與電機連接。

所述試驗輪盤的榫槽與實際使用的輪盤的榫槽一致。

所述試驗輪盤的強度與真實使用的輪盤強度一致。

所述前氣嘴沿風洞的中心呈圓周分布。

所述后氣嘴沿風洞的中心呈圓周分布。

所述風扇沿風洞的中心呈圓周分布。

本發明的有益效果在于：可以模擬發動機葉片所受的低周離心載荷和高周氣動載荷，并可以模擬試驗發動機葉片的不同前后級發動機葉片激振的影響，從而得到航空發動機葉片的高低周復合疲勞壽命，為航空發動機葉片的安全使用提供保障。

附圖說明

圖1是本發明的結構示意圖；