一种涡轮导向轮叶片尾缘强度试件、系统及测试方法与流程

本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种涡轮导向叶片尾缘强度试件、系统及测试方法。

背景技术：

1、随着航空工业的不断发展，越来越多的复合材料被应用于航空发动机零部件的制造之中，陶瓷基复合材料就是其中的典型代表。陶瓷基复合材料(cmc)具有密度低、耐高温、不易腐蚀的优点，制成的结构件往往为同类镍基高温合金构件重量的1/4～1/3，对于降低发动机重量提高燃油经济性有重要意义。例如，以陶瓷基复合材料制造涡轮导向轮叶片就是航空发动机研发的新方向之一。

2、然而，陶瓷基复合材料通常为脆性材料，在制造复杂结构和复杂受力条件下容易因局部应力集中而萌生裂纹。对具有空心结构的陶瓷基复合材料涡轮导叶而言，叶片尾缘区域是最为薄弱的环节，如何正确检测尾缘等区域的强度，是发动机设计制造和工艺稳定性评价的重要课题。现有针对陶瓷基复合材料的检测方法通常采用标准的单边切口梁试件或紧凑拉伸试件进行拉伸测试，或基于显微硬度或微观取样进行半无损检测。然而，发明人认识到，涡轮导向轮叶片尾缘区域结构复杂，尺寸小，在工作条件下应力分布复杂，现有检测方式难以准确反映和评估导向轮叶片尾缘位置的强度。

技术实现思路

1、本发明的目的是，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，能够准确地反映涡轮导向叶片尾缘区域的应力分布特点，进而对尾缘区域的强度进行准确评估。本发明还提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试系统和方法。

2、根据本发明实施例的一个方面，提供一种涡轮导向轮叶片尾缘强度试件，用于陶瓷基复合材料涡轮导向轮叶片尾缘区域的强度，其特点是：所述试件是通过裁切一涡轮导向叶片得到的叶身中段，其中所述试件包括第一壁体和第二壁体，所述试件还包括加载区和测试区；所述加载区设置在所述涡轮导向叶片前缘侧，所述测试区设置在所述涡轮导向叶片尾缘侧；所述加载区设置有至少一个贯穿切口，使所述第一壁体和第二壁体仅通过所述测试区连接在一起。该样品能够在保留叶片尾缘区域基本结构和应力分布状态的情况下，使尾缘区域成为独立的受力结构，以便于对该区域的强度进行测试和评估。

3、优选地，所述试件沿所述涡轮导向叶片高度方向的长度不小于20mm，以保证试件具有足够的刚度。

4、根据本发明实施例的另一个方面，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，采用上述涡轮导向叶片尾缘强度试件，该系统还包括加载装置和底座。所述加载装置包括可移动的加载端和固定设置的固定端，用于卡接所述试件的加载区，使所述加载端和所述固定端与所述第一壁体、第二壁体分别连接，且两个连接位置之间的所述试件仅通过所述测试区相连成为一体。所述底座容许所述试件测试区抵靠，以在加载过程中保持所述试件的稳定。该装置能够根据涡轮导向叶片的结构特征对试件进行针对性的加载，准确地评估尾缘区域的力学性能。

5、优选地，所述加载端和所述固定端的安装位置设置在所述试件的所述内部空腔内。

6、优选地，所述加载端与所述固定端为与所述试件的所述内部空腔接触面随形配合的杆状结构。涡轮导向叶片内的空腔壁面由于生产工艺的原因型面往往不平直，随形配合的杆状结构能够避免应力在加载区集中。

7、优选地，所述加载端和所述固定端与所述试件的接触位置设置有柔性垫。柔性软垫可以进一步避免加载区的应力集中。

8、可选地，所述底座与所述试件的接触位置设置有凹槽，以容许所述试件承受转矩时，所述试件随加载进行转动。由于涡轮导向叶片尾缘强度试件的形状复杂，在加载过程中试件可能因为加载方向或重心位置的原因承受转矩而发生偏转，凹槽的设置容许试件进行小幅度转动，避免底座在测试中对试件的载荷产生干扰。

9、根据本发明的又一方面，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，采用前述的试件和测试系统，通过移动所述加载装置的所述加载端使其与所述固定端互相远离，对所述试件的所述测试区进行加载，直至所述试件失效。对涡轮导向叶片试件沿叶片厚度方向进行加载测试，能够较好地评估尾缘区域的强度。

10、进一步地，所述加载端偏置安装在所述试件的一侧，以对所述试件的所述测试区施加扭转载荷。根据测试需求，可以对待测试件进行扭转载荷加载，以测试更为复杂的受力条件下叶片尾缘的强度性能。

11、进一步地，用于测试的所述试件包括多个内部空腔，在进行加载时所述加载端和固定端卡接在同一个内部空腔中。

技术特征：

1.一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，其特征在于：

2.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片尾缘强度试件，其特征在于，所述试件沿所述涡轮导向叶片高度方向的长度不小于20mm。

3.一种涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，包括如权利要求1或2所述的涡轮导向叶片尾缘强度试件，还包括加载装置和底座；

4.根据权利要求3所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述加载端和所述固定端的安装位置设置在所述试件的所述内部空腔内。

5.根据权利要求4所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述加载端与所述固定端为与所述试件的所述内部空腔接触面随形配合的杆状结构。

6.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述加载端和所述固定端与所述试件的接触位置设置有柔性垫。

7.根据权利要求3所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述底座与所述试件的接触位置设置有凹槽，以容许所述试件承受转矩时，所述试件随加载进行转动。

8.一种涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，其特征在于，采用如权利要求1或2所述的试件和如权利要求3至7其中任一所述的测试系统，通过移动所述加载装置的所述加载端使其与所述固定端互相远离，对所述试件的所述测试区进行加载，直至所述试件失效。

9.根据权利要求8所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，其特征在于，将所述加载端偏置安装在所述试件的一侧，对所述试件的所述测试区施加扭转载荷。

10.根据权利要求8所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，其特征在于，所述试件包括多个内部空腔，在进行加载时所述加载端和固定端卡接在同一个内部空腔中。

技术总结
一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，是通过裁切一涡轮导向叶片得到的的叶身中段，其中该试件包括第一壁体和第二壁体。试件还包括加载区和测试区：加载区设置在涡轮导向叶片前缘一侧，测试区设置在所述涡轮导向叶片尾缘一侧。在加载区设置有至少一个贯穿切口，使第一壁体和第二壁体仅通过测试区连接在一起。该试件能够准确反映涡轮导向叶片尾缘区域的应力分布状态及强度，能够有效评价涡轮导向叶片的尾缘强度和生产工艺稳定性。本发明还提供一种测试系统及测试方法。

技术研发人员：时起珍,洪智亮,张建,郭洪宝
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/14