航空发动机涡轮转子叶片弯曲刚度试验装置的制作方法

本实用新型涉及转子叶片试验技术领域，特别涉及航空发动机涡轮转子叶片弯曲刚度试验装置。

背景技术：

在航空发动机零部件试验中，需要进行转子叶片弯曲刚度试验，以验证叶片抵抗弯曲变形的能力。以往叶片刚度试验中常见的有两种方法：(一)在叶片的叶冠处开一小孔，小孔中穿过绳索，在绳索的另一端施加一定的弯曲的载荷，来实现弯曲刚度试验，如图1所示；(二)在叶身中间位置夹持试验工装，通过试验工装间接施加弯曲载荷，如图2所示。

图1中开孔法测试叶片弯曲刚度的方法缺点在于这种有损的方法在一定程度上改变了原叶片的刚度特性，影响了测试的准确性；另一方面该方法破坏了叶片的结构，试验后叶片无法继续使用，带来资源浪费。

图2中叶身中部施加弯曲载荷的方法的缺点在于试验装置夹紧后会限制叶片的变形，使叶片的弯曲刚度试验结果产生较大的误差，测得的叶片的刚度较原叶片的刚度大。而且该方法需要针对不同的叶片设计不同的试验夹具。

技术实现要素：

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本实用新型提供了航空发动机涡轮转子叶片弯曲刚度试验装置，包括夹持组件和加载机构；

所述夹持组件包括上夹具、下夹具和与涡轮转子叶片，相固定的叶冠夹头，所述上夹具和所述下夹具可拆卸地相固定，所述叶冠夹头夹持于所述上夹具和所述下夹具之间；

所述加载机构包括绳索和与所述绳索配合的滑轮组件，所述绳索的两端在所述下夹具长度方向上可移动地连接于所述下夹具下部，所述滑轮组件的滑轮受重力作用沿所述绳索滑动，所述滑轮组件下端连接有施载件。

优选的，所述下夹具底面沿长度方向开有滑动槽，所述滑动槽内放置有两滑块，所述绳索的两端分别与所述两滑块相固定。

优选的，所述滑块上设有引线孔，所述绳索的端部通过所述引线孔与所述滑块相固定。

优选的，所述上夹具和所述下夹具上沿高度方向均开有腰型通孔，所述滑块上固定有锁紧螺栓，所述锁紧螺栓穿过所述下夹具的腰型通孔和所述上夹具的腰型通孔并通过锁紧螺母将所述上夹具和所述下夹具固定，所述滑块通过所述锁紧螺栓固定于所述滑动槽内。

优选的，所述下夹具上设有刻度线。

优选的，所述施载件包括固定于所述滑轮组件下端的重物托盘和设置于所述重物托盘上的重物。重物托盘优选为一砝码托盘，重物优选为砝码。

本实用新型提供的航空发动机涡轮转子叶片弯曲刚度试验装置，具有如下

有益效果：

1、不同级别的转子叶片，需要施加的弯曲载荷作用点位置往往不尽相同，而本发明中的试验装置使弯曲载荷作用点的可调节化，实现叶片的载荷中心相对于叶片质心的偏心，可以满足不同试验任务的需求；

2、试验装置夹持在叶冠处，能够最大程度的反映叶片的弯曲变形，最大程度的检验叶片的弯曲刚度，方便叶片的弯曲位移测量，测得的变形数据直接反映叶片的最大变形，提高了弯曲刚度试验的精度和准确性；

3、试验装置适用于多种不同结构形式(尺寸)的叶片，只需要更换相应的叶冠夹头即可完成试验装置的安装，节约了成本同时也提高了试验效率。

附图说明

以下参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释和说明本实用新型，而不能理解为对本实用新型的保护范围的限制。

图1是现有技术中开孔法弯曲刚度试验装置的结构示意图；

图2是现有技术中叶身夹持法弯曲刚度试验装置的结构示意图；

图3是本实用新型提供的航空发动机涡轮转子叶片弯曲刚度试验装置的三维结构示意图；

图4是图3中夹持组件的其中一种实施方式的三维结构示意图。

附图标记：

11 上夹具

12 下夹具

13 叶冠夹头

14 刻度线

21 绳索

22 滑轮组件

23 重物托盘

30 滑块

31 引线孔

41 锁紧螺栓

42 锁紧螺母

90 涡轮转子叶片

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

需要说明的是：在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。

如图3及图4所示，本实用新型提供了航空发动机涡轮转子叶片弯曲刚度试验装置，由于涡轮转子叶片由叶片榫头、叶身及叶冠三部分组成，该试验装置根据叶片弯曲刚度试验的特点，将叶片榫头处固定，在叶冠处施加弯曲载荷。该试验装置包括夹持组件和加载机构。

夹持组件包括上夹具11、下夹具12和与涡轮转子叶片90，相固定的叶冠夹头13，叶冠夹头13根据叶冠形状设计，上夹具11和下夹具12可拆卸地相固定，叶冠夹头13夹持于上夹具11和下夹具12之间；夹持组件的刚性较涡轮转子叶片90自身刚性大的多，可以视为刚性体。调整叶冠夹头13沿Z方向的位置可以改变弯曲载荷作用点位置。

加载机构包括绳索21和与绳索21配合的滑轮组件22，绳索21的两端在下夹具12长度方向上可移动地连接于下夹具12下部，滑轮组件22的滑轮受重力作用沿绳索21滑动，滑轮组件22下端连接有施载件。滑轮具有自动对心的作用。本实施例中施载件包括固定于滑轮组件22下端的重物托盘23和设置于重物托盘23上的重物。重物托盘23优选为一砝码托盘，重物优选为砝码。在重物托盘23上增减砝码可以实现弯曲载荷的施加，载荷通过滑轮组件22及绳索21传递传递到夹持组件上，进一步传递到涡轮转子叶片90上。

本实施例中，下夹具12底面沿长度方向开有滑动槽，滑动槽内放置有两滑块30，绳索21的两端分别与两滑块30相固定。滑块30上设有引线孔31，绳索21的端部通过引线孔31与滑块30相固定。上夹具11和下夹具12上沿高度方向均开有腰型通孔，滑块30上固定有锁紧螺栓41，锁紧螺栓41穿过下夹具12的腰型通孔和上夹具11的腰型通孔并通过锁紧螺母42将上夹具11和下夹具12固定，滑块30通过锁紧螺栓41固定于滑动槽内。滑块30可以在下夹具12的滑动槽中左右调整位置并通过锁紧螺栓41锁紧。下夹具12上设有刻度线14。滑块30在下夹具12中的位置可以调整载荷中心线在X方向上的位置，调节量可根据下夹具12中的刻度确定。

本实用新型的使用方法如下：

将待试验的涡轮转子叶片90夹持在叶冠夹头13上，上夹具11和下夹具12分别夹持在叶冠夹头8的上下两侧，通过锁紧螺母42锁紧。通过调节滑块30的位置调整弯曲载荷的作用中心在X方向上的位置，滑块30通过锁紧螺栓41锁紧。试验时将砝码装在重物托盘23上即可实现叶片的弯曲刚度试验。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型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实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。