一种航空发动机涡轮叶片取样夹具的制作方法

本申请属于航空发动机强度、寿命设计技术领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片取样夹具。

背景技术：

材料性能是航空发动机结构强度设计的基础，是保障强度设计精度的重要输入之一，众所周知涡轮叶片真实构件性能与标准件性能存在差异，尤其涡轮叶片，结构复杂且采用定向、单晶等先进高温合金材料。因此，从实际涡轮叶片上获取试件进行力学性能试验，才能真实地反映叶片的力学性能、表面光洁度、晶体取向、薄壁效应等实际情况，得到真实、可靠的试验数据，用以支持发动机强度的设计和寿命预测。

但是，真实叶片取样技术难点在于涡轮叶片结构十分复杂，多为空心叶片，又弯又扭且含有气膜孔、隔板、扰流柱等特殊结构，而取样试样本身为小尺寸非标件，试验分散性较大，从而导致现有的一些取样夹具至少存在如下问题：

1)现有取样夹具只适用于取样位置比较平整部位，取样位置局限性较大，如叶片寿命损伤更严重的前缘部位适用性差；

2)现有取样夹具夹持部位无法固定，导致后续无法保障取样位置的定位一致性；

3)现有取样夹具定位面较少，取样时夹具的装夹和定位可操作性差，导致取样精度降低。

综上，需研究一种新取样夹具，解决取样的规范性与一致性，以保障获得结果数据的有效性和精度。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片取样夹具。

本申请公开了一种航空发动机涡轮叶片取样夹具，用于对具有预定取样位置的涡轮叶片进行夹持，取样夹具包括呈六面体形的本体部，在所述本体部顶面上凹陷设置有榫槽，作为榫头夹持段，从所述本体部的底部设置有固定用螺栓孔，所述固定用螺栓孔从所述本体部底面由下至上垂直贯穿至所述榫槽内。

根据本申请的至少一个实施方式，所述榫槽的长度方向是与所述本体部上表面平行的水平方向，其长度方向一端口贯穿所述本体部的一个侧面，另一端口位于所述本体部内，且在端部具有垂直所述本体部上表面的榫头侧面定位面，用于与涡轮叶片的榫头侧面配合。

根据本申请的至少一个实施方式，所述本体部六面体所在的空间坐标系与涡轮叶片空间坐标系一致，其x方向为轴向，y方向为周向，z方向为径向，从而在本体部中形成有：

位于相对侧面的两个yoz平面定位面；

位于相对侧面的两个xoz平面定位面；以及

位于底面的1个xoy平面定位面。

根据本申请的至少一个实施方式，所述本体部的yoz平面定位面用于调整取样位置与涡轮叶片yoz平面的空间角度，所述本体部的xoz平面定位面用于调整取样位置与涡轮叶片xoz平面的空间角度，xoy平面定位面调整取样位置与叶片xoy平面的空间角度。

根据本申请的至少一个实施方式，所述榫槽的长度方向的一端口位于一个xoz平面定位面上。

根据本申请的至少一个实施方式，所述榫槽的长度方向的一端口向另一端口的延伸方向，与所述预定取样位置中具体的取样位置相适配。

根据本申请的至少一个实施方式，所述预定取样位置包括涡轮叶片隔板、盆侧、背侧以及前缘位置。

本申请至少存在以下有益技术效果：

1)适用的取样位置范围更广，更能满足工程实际需求；

2)取样定位精度高；

3)同一取样位置多次取样定位一致；

4)取样夹具使用时具有良好的可操作性，实现取样规范性和一致性，工程适用性强。

附图说明

图1是本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具中取样位置为隔板时的结构示意图；

图2是本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具中取样位置为尾缘背侧时的结构示意图；

图3是本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具中取样位置为前缘时的结构示意图。

具体实施方式

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。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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及到的技术术语，例如“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1-图3对本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具做进一步详细说明。

本申请公开了一种航空发动机涡轮叶片取样夹具，用于对具有预定取样位置的涡轮叶片进行夹持，其中，预定取样位置可以根据需要进行适合的选择，本实施例中，优选预定取样位置包括涡轮叶片隔板(如图1所示)、盆侧、背侧(即尾缘背侧，如图2所示))以及前缘(如图3所示)位置。

下面为方便描述，以隔板位置取样夹具(即图1)为例进行介绍。

其中，取样夹具包括呈六面体形的本体部1，在本体部1顶面上凹陷设置有榫槽2，作为榫头夹持段，榫头夹持段与叶片榫头配合起到装夹作用；另外，从本体部1的底部设置有固定用螺栓孔3，固定用螺栓孔3从本体部1底面由下至上垂直贯穿至榫槽2内，从而通过固定用螺栓孔6的螺栓拧紧固定叶片保障径向位置一致性同时便于切割加工。

进一步，优选榫槽2的长度方向是与本体部1上表面平行的水平方向，其长度方向一端口贯穿本体部1的一个侧面，另一端口位于本体部1内，且在端部具有垂直本体部1上表面的榫头侧面定位面4，用于与涡轮叶片的榫头侧面配合，以保障每次装夹位置定位一致。

需要说明的是，榫槽2的长度方向的一端口向另一端口的延伸方向，是与预定取样位置中具体的取样位置相适配，也即是不同的取样位置延伸方向不相同，参见如图1至图3中的榫槽2延伸方向。

进一步，本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具中，优选本体部1六面体所在的空间坐标系与涡轮叶片空间坐标系一致，其x方向为轴向，y方向为周向，z方向为径向，从而在本体部1中形成有：

位于相对侧面的两个yoz平面定位面11；位于相对侧面的两个xoz平面定位面12；以及位于底面的1个xoy平面定位面13。上述榫槽2的长度方向的一端口则是位于一个xoz平面定位面12上。

其中，本体部1的yoz平面定位面11用于调整取样位置与涡轮叶片yoz平面的空间角度，本体部1的xoz平面定位面2用于调整取样位置与涡轮叶片xoz平面的空间角度，xoy平面定位面调整取样位置与叶片xoy平面的空间角度。

通过上述多个定位面的设定，可以实现在进行涡轮叶片取样时，装夹固定叶片，调整取样位置空间角度并为切割加工提供多个有效定位面，保障取样的规范性与一致性，进而保障获得真实叶片力学性能试验结果数据的有效性和精度，可应用于涡轮叶片真实构件性能获取以及叶片强度、寿命设计中。

进一步，本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具在设计过程中，在确定了取样位置之后，可以包括如下步骤：

步骤一、以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，进行榫槽形取样夹具初步设计；

其中，步骤一具体包括：

步骤1.1、采用ug软件，以待取样涡轮工作叶片的榫头底面为基准面，建立长方体，其中，长方体的体积大于涡轮工作叶片的榫头部位体积；也即是，此长方体需完全囊括榫头部位，且长宽尺寸足够大，便于后续对夹具各面进行裁剪，若长宽尺寸不足，根据夹具设计需要调整；

步骤1.2、将榫头外表面作为夹具榫槽设计的刀具；

步骤1.3、对榫头外表面做加厚处理，以便形成夹具与叶片间的配合间隙，保证叶片可以顺利安装；并且，加厚尺寸的大小选取时，需参考真实叶片和轮盘榫槽的配合间隙，同时考虑到本夹具的作用主要是加持和固定，对配合精度要求不高，因此可以选取大于真实配合间隙值；

在加厚基础上将刀具沿榫头安装方向拉伸延长，一方延长至适应夹具尺寸，一方保持不变，形成最终夹具榫槽刀具；

步骤1.4、应用上述最终夹具榫槽刀具，修剪长方体，形成取样夹具的榫槽。并且，在修剪长方体过程中，沿榫槽方向未加工成通槽，以提供沿榫槽方向的定位面，从而解决现有技术无法获得此方向定位的问题；

步骤1.5、在榫槽的槽底设计螺纹孔，通过螺栓顶紧榫头底部用于固定涡轮工作叶片。

步骤二、建立基于取样位置的局部坐标系；

具体的，选取取样位置(例如叶片隔板位置)某一预定平面，以此预定平面建立局部坐标系(参见上述本体部1所在的空间坐标系)。

步骤三、基于局部坐标系，对步骤一中初步设计得到的榫槽形取样夹具进行定位面设计；

具体的，是基于所述局部坐标系，建立基准定位平面作为夹具修剪的刀具，并应用刀具将步骤四中初步设计的榫槽形取样夹具除顶面以外的5个面(即两个yoz平面定位面11、两个xoz平面定位面12以及1个xoy平面定位面13)进行修剪，作为取样夹具定位面，从而获得最终的取样夹具；其中，根据取样位置不同，最终得到的取样夹具如图1-图3所示。

步骤四、基于步骤三形成的取样夹具，对之前确定的取样位置进行真实叶片取样。

步骤五、基于步骤四取样试验，进行模拟试验件加工与试验，根据试验结果判断取样夹具设计是否有效(即应用试验结果评判上述夹具设计方法有效性)；有效则获得最终取样夹具，否则返回之前重新选取涡轮工作叶片的取样位置，并重复后续步骤。

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。