本申请涉及一种装夹装置，具体地但不排他地，涉及一种用于陶瓷基复合材料(cmc)件的热效试验的装夹装置。
背景技术：
陶瓷材料具有耐高温、密度低、耐腐蚀、硬度高等诸多优点。但它的脆性却是制约陶瓷材料结构推广应用的一个重要因素。研究人员已经对陶瓷增韧方法进行过大量研究。目前常见的增韧方法包括短纤维增强(晶须增强)、层状增韧和连续纤维增韧。常用的增韧纤维包括玻璃纤维、高模量碳纤维、碳化硅纤维、氧化铝纤维等。经过增韧而形成的cmc具有更高的可靠性，不容易发生脆断现象。
在航空发动机中，cmc的应用前景非常广泛，其可用在多种热端静子部件上，例如火焰筒、涡轮导叶、涡轮外环、尾喷管等。然而，要将cmc应用在航空发动机上，还必须对其进行深入研究。具体地，按照常规材料的特性，需要对cmc做一系列的基础性研究，例如，需要进行大量重复性试验来进一步研究cmc的力学特性和失效机理等，例如包括cmc涡轮导叶热疲劳试验的热效试验。
目前，试验中常用的加热cmc涡轮导叶的方法包括高温箱式电阻炉加热法和火焰加热法，但这两种加热方法都无法精确控制cmc涡轮导叶的温度场。电磁感应加热法虽然能够精确控制温度场，但其只适用于为导电材料加热，而无法直接对不导电的cmc涡轮导叶进行加热，因此要使用电磁感应加热法，就必须使用热辐射件来实现对cmc涡轮导叶的间接加热。
在现有试验中，cmc涡轮导叶的热疲劳试验的装夹装置通常是针对火焰加热法或电炉加热法，其仅用于定位cmc涡轮导叶，而无法同时定位cmc涡轮导叶和热辐射件，实现热辐射件对cmc涡轮导叶的间接加热。
技术实现要素：
为了解决上述已有技术存在的不足，本发明提供了一种用于陶瓷基复合材料件的热效试验的装夹装置，不仅可以同时定位陶瓷基复合材料件及其热辐射件，还可以实现热辐射件对陶瓷基复合材料件的间接加热，从而能够利用高频感应加热炉法对陶瓷基复合材料件进行热效试验，实现温度场的精确控制。
根据本发明的一方面，提供一种用于陶瓷基复合材料件的热效试验的装夹装置，所述陶瓷基复合材料件具有固定端和与该固定端连续的热效试验段，其中，所述装夹装置包括：
-具有翼板和腹板的倒t型固定构件，所述倒t型固定构件的腹板上设置有用于将所述装夹装置固定于试验台的固定孔；
-用于定位所述陶瓷基复合材料件的第一定位组件，所述第一定位组件的一端与所述倒t型固定构件连接，另一端与所述陶瓷基复合材料件的固定端连接；以及
-用于定位所述陶瓷基复合材料件的至少一个热辐射件的第二定位组件，所述至少一个热辐射件具有固定端和与该固定端连续的热辐射段，所述第二定位组件的一端与所述倒t型固定构件连接，另一端与所述至少一个热辐射件的固定端连接，
其中，所述第一定位组件和所述第二定位组件配置成使得所述陶瓷基复合材料件与所述至少一个热辐射件非接触式平行间隔设置。此处所述的“非接触式”是指陶瓷基复合材料件与热辐射件整体上均不接触，两者的固定端之间也不需要使用任何间隔装置。
在一些实施方式中，所述第一定位组件可以包括一对z型构件，各所述z型构件的上翼板与所述倒t型固定构件的下端面连接，下翼板与所述陶瓷基复合材料件的固定端关联，其中，所述一对z型构件之间的相对距离被配置成在轴向x上定位所述陶瓷基复合材料件的固定端。
在一些实施方式中，各所述z型构件的下翼板上可以设置有在周向y上定位所述陶瓷基复合材料件的固定端的止挡装置。
在一些实施方式中，所述止挡装置可以包括设置于各所述z型构件的下翼板的槽孔以及能够在所述槽孔中滑动的挡块。
在一些实施方式中，各所述z型构件的下翼板可以为弧形板，以与陶瓷基复合材料件的安装段的弧形配合。
在一些实施方式中，各所述z型构件的下翼板可以为平面板。
在一些实施方式中，所述第二定位组件可以包括至少一个l型侧板，所述至少一个l型侧板一端通过耳片连接于所述倒t型固定构件的下端面，所述至少一个l型侧板的上板和/或下板上可以设置有腰型孔。l型侧板的上板和/或下板上设置有腰型孔，可以在不需要重新设计、加工并装配装夹装置的情况下，方便调节陶瓷基复合材料件的热效试验段与热辐射件的热辐射段的相对高度和/或相对距离。
在一些实施方式中，所述第一定位组件还可以包括设置于所述倒t型固定构件的至少一个螺纹孔与所述至少一个螺纹孔配合的螺纹顶紧件，以在径向z上定位所述陶瓷基复合材料件的固定端。在一些实施方式中，所述第一定位组件还可以包括置于所述螺纹顶紧件与所述陶瓷基复合材料件之间的垫块，以防止螺纹顶紧件直接对陶瓷基复合材料件施压导致其受损。
在一些实施方式中，所述垫块可以为弧形垫块，以与陶瓷基复合材料件的安装端的弧形配合。
在一些实施方式中，所述垫块可以为平面垫块。
在一些实施方式中，所述倒t型固定构件的翼板、各所述z型构件的上翼板及下翼板的竖直投影可以为平行四边形，以与陶瓷基复合材料件的安装段的结构配合。
在一些实施方式中，所述至少一个热辐射件可以具有与所述热辐射段连续的支撑端，所述装夹装置可以包括至少一个支座，所述支座与所述热辐射件的支撑端连接。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施方式中的技术方案，下面将对实施方式描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1是cmc涡轮导叶的局部结构示意图。
图2是根据本发明的装夹装置与热辐射件、cmc涡轮导叶的装配示意图。
图3(a)和(b)是图2所示的热辐射件的结构示意图。
图4是根据本发明的装夹装置的倒t型固定构件的结构示意图。
图5(a)至(c)是根据本发明的装夹装置的z型构件的结构示意图。
图6是根据本发明的装夹装置的z型构件与cmc涡轮导叶的装配示意图。
图7是图6的竖直投影图。
图8是根据本发明的装夹装置的倒t型固定构件的竖直投影图。
图9是根据本发明的装夹装置与cmc涡轮导叶的装配示意图。
图10是根据本发明的装夹装置与热辐射件的装配示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本申请的实施方式进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本申请。总体上，用10来表示本发明所述的装夹装置。
在以下的说明中，以航空发动机的cmc涡轮导叶20作为陶瓷基复合材料件的实例。本领域技术人员可以理解，本发明的实施方式可以适用于任何类似于涡轮导叶之类的陶瓷基复合材料件。
如图1所示，cmc涡轮导叶20具有上缘板201和叶身202，其中，上缘板201为固定端，叶身202为热效试验段。上缘板201的上端(远离叶身202的一端)具有沿轴向x分别向两侧凸出的安装段2011,2011’。应该理解，本申请所述的轴向x、周向y和径向z与发动机中的涡轮导叶的定向一致。
如图2和图3(a)-(b)所示，cmc涡轮导叶20可以在其叶身202两侧分别设置有热辐射件30，30’，其中，热辐射件30为叶背热辐射件，热辐射件30’为叶盆热辐射件。热辐射件30、30’具有热辐射段302,302’。特别地，热辐射段302,302’为不规则的曲面板，分为内侧(靠近叶片的一侧)与外侧(远离叶片的一侧)。内侧的曲面形状与叶片的表面形状相应，外侧的曲面由内侧的曲面基本均匀加厚形成，即，热辐射段302,302’各处基本等厚。特别地，热辐射段302,302’的厚度可以为1—3mm，优选为2mm。特别地，热辐射段302,302’的高度应尽量与叶身202高度一致。热辐射段302,302’的一端设置有固定端，另一端可以设置有支撑端。在本实例中，热辐射段302,302’的两端焊有带孔耳片301，303；301’，303’。应该理解，可以根据陶瓷基复合材料件的结构来设置热辐射件的形状和数量。
装夹装置10可以包括倒t型固定构件101、用于定位cmc涡轮导叶20的z型构件102,102’和用于定位热辐射件30、30’的l型侧板103，103’(未示出)。在本实例中，装夹装置10还可以包括与热辐射件30、30’的支撑端连接的支座104,104’，支座104,104’分别与热辐射件30,30’的带孔耳片303,303’连接，以便于将整个装配件置于试验台上。
特别地，热辐射件30，30’与cmc涡轮导叶20非接触式平行间隔设置。
在本实施中，z型构件102,102’和倒t型固定构件101可以通过通孔进行螺栓连接。例如，可以采用4个对称的通孔(例如φ4.5mm)进行螺栓连接。
如图4所示，倒t型固定构件101包括翼板1011、1011’和腹板1012。其中，腹板1012上可以设置有用于将装夹装置10固定于热效试验台的安装孔，该安装孔的数量可以根据试验台的结构进行配置。倒t型固定构件101还可以包括至少一个带孔耳片，以将热辐射件连接至倒t型固定构件101。在本实例中，带孔耳片1013，1013’(未示出)分别固定连接至倒t型固定构件101的翼板1011、1011’中间的侧缘处。特别地，带孔耳片1013，1013’可以焊接至倒t型固定构件101。
如图5(a)-(b)所示，z型构件102,102’具有上翼板1021、1021’、腹板1022、1022’和下翼板1023、1023’。上翼板1021、1021’的上端面分别平面连接至倒t型固定构件101的翼板1011、1011’的下端面，下翼板1023、1023’分别与cmc涡轮导叶20的上缘板201的安装段2011,2011’关联。
如图5(c)所示，z型构件的下翼板与cmc涡轮导叶20的上缘板201的安装段2011,2011’的接触面为半径r的弧形，其与cmc涡轮导叶20的上缘板201的安装段2011,2011’的弧形适配。应该理解，根据需要，各z型构件的下翼板与陶瓷基复合材料件的接触面也可以为平面或其它曲面。
特别地，z型构件102,102’之间的相对位置可以被配置成在轴向x上定位cmc涡轮导叶20。如图6所示，可以以z型构件102,102’的下翼板1023、1023’的侧边s1、s1’为定位边，限制cmc涡轮导叶20在轴向x上移动。在一些实施方式中，当安装段2011,2011’的轴向长度大于下翼板1023、1023’的轴向长度时，可以以z型构件102,102’的腹板1022、1022’的竖直面s2、s2’为定位面，限制cmc涡轮导叶20在轴向x上移动。在一些实施方式中，z型构件102,102’的下翼板1023、1023’上可以设置有定位台阶，以限制cmc涡轮导叶20在轴向x上移动。
如图7-8所述，倒t型固定构件101的翼板、z型构件的上翼板及下翼板的竖直投影可以为平行四边形，以与cmc涡轮导叶20的上缘板的安装段的结构配合。在本实例中，该平行四边形的相邻边的锐角夹角为60°
特别地，z型构件102,102’的下翼板1023、1023’上可以设置有阻止cmc涡轮导叶20的上缘板201在周向y上移动的止挡装置。该止挡装置可以包括设置于z型构件102,102’的下翼板1023、1023’的槽孔以及能够在该槽孔中滑动的挡块。在一些实施方式中，该槽孔可以为腰型孔,其周向长度大于cmc涡轮导叶20的上缘板的安装段的周向宽度。在本实例中(如图9所示)，该槽孔可以为开口槽孔，其周向长度大于安装段的周向宽度。在一些实施方式中，cmc涡轮导叶20的上缘板201的安装段可以一侧利用槽孔尽头设计的台阶定位，另一侧利用能够在该槽孔中滑动的挡块定位。在一些实施方式中，cmc涡轮导叶20的上缘板的安装段可以两侧均利用挡块定位。
特别地，该挡块可以为止挡螺栓105。
如图9所示，装夹装置10还可以包括设置于倒t型固定构件101的翼板1011、1011’上的螺纹孔，以及与该螺纹孔配合的螺纹顶紧件106。该螺纹顶紧件106作用于cmc涡轮导叶20的上缘板的安装段2011,2011’的上端面，以在径向z上定位cmc涡轮导叶20。
在本实例中，该螺纹顶紧件106与cmc涡轮导叶20的上缘板的安装段的上端面之间可以设置有垫块107，以防止螺纹顶紧件106直接对上缘板施压导致上缘板受损。特别地，该垫块107与上缘板的安装段的接触面为弧形，其与cmc涡轮导叶20的上缘板的安装段的弧形适配。应该理解，根据需要，垫块107与陶瓷基复合材料件的接触面也可以为平面或其它曲面。优选地，该垫块107由铝制成。
特别地，z型构件102,102’的腹板1022、1022’的高度可以不相等。
如图10所示，l型侧板103、103’(未示出)的上板可以通过腰型孔连接至倒t型固定构件101的带孔耳片1013，1013’(未示出)，以能够调节热辐射段302,302’的高度，使其与叶身202在同一水平高度上。l型侧板103、103’的下板可以通过腰型孔连接至热辐射件30、30’的带孔耳片301、301’，以能够调节热辐射段302,302’与cmc涡轮导叶20的叶身之间的距离，从而控制热效试验的加热速度。
在一些实施方式中，热辐射件30,30’可以由高温合金钢制成，例如gh4169。
在一些实施方式中，倒t型固定构件101、z型构件102,102’和支座104,104’可以由不锈钢制成，例如304不锈钢。
以上申请的仅为本申请的一些实施方式。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请创造构思的前提下，还可以做出若干变型和改进，这些都属于本申请的保护范围。