[发明专利]一种航空发动机叶片高低周复合疲劳试验装置

说明书

本发明提供了一种航空发动机叶片高低周复合疲劳试验装置，包括设置在风洞上缘和风洞下缘之间的风扇和试验叶片；所述试验叶片装配在位于风洞下缘外的试验轮盘上，试验轮盘与电机连接；所述风扇和试验叶片之间设有前气门，在前气门上均匀分布有多个前气嘴；所述试验叶片的后端设有后气门，在后气门上均匀分布有多个后气嘴。本发明可以模拟发动机叶片所受的低周离心载荷和高周气动载荷，并可以模拟试验发动机叶片的不同前后级发动机叶片激振的影响，从而得到航空发动机叶片的高低周复合疲劳寿命，为航空发动机叶片的安全使用提供保障。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机叶片高低周复合疲劳试验装置，属于航空发动机技术领域，适用于叶片的高低周疲劳试验设计。

背景技术

疲劳被称为机械构件的致命杀手，是航空发动机部件失效的主要原因之一。民机和军机的疲劳失效模式比例或有不同，不同阶段比例也有变化，但疲劳在航空发动机零部件失效中所占比例却不可小觑。航空发动机叶片疲劳破坏是多次重复载荷作用下产生的破坏，是较长期交变循环应力作用的结果。航空发动机叶片在全寿命周期内承受着两种交变循环载荷，一种是由各种气动、机械原因诱发的振动循环载荷，此类振动应力幅值相对较低，频率较高，一般使叶片发生10⁵以上循环的高周疲劳失效，称为高周疲劳，可在短时间内造成严重的破坏。另一种是飞机起落过程中承受离心力作用造成的循环载荷，这种起落循环往往使得叶片发生10⁵以内的低周疲劳破坏，称为低周疲劳。

航空发动机叶片工作时既承受着飞机起落循环造成的低周疲劳损伤，同时也承受着气动载荷作用引起的高周疲劳损伤，其失效模式往往是高低周复合疲劳失效，叶片的复合疲劳寿命将比单独的低周疲劳、高周疲劳寿命降低很多。以往开展叶片的低周疲劳试验时，先通过计算得到叶片疲劳极限的危险截面，然后计算危险截面的离心载荷，将叶片榫头固定在底部夹具上，在叶片顶部某个截面上夹持住叶片，通过叶片顶部的夹具施加拉伸载荷，拉伸载荷数值为计算出来的危险截面离心载荷。由于叶片径向各截面的离心载荷是变化的，上述的试验方法只能施加恒定的离心载荷，因此不能完全模拟真实发动机状态下叶片的离心载荷。同时，以往叶片的高低周疲劳试验是分别开展的，无法同步在相同叶片上施加高低周疲劳载荷，而叶片的高低周复合疲劳寿命比单独的高、低周疲劳寿命会低很多，若能有一种试验方法，可以同时对叶片施加高、低周疲劳载荷，得到更为真实的叶片疲劳寿命，将更有益于叶片的安全设计。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机叶片高低周复合疲劳试验装置，该航空发动机叶片高低周复合疲劳试验装置可以模拟发动机叶片所受的离心载荷和气动载荷，并可以模拟不同激振源的影响。

本发明通过以下技术方案得以实现。

本发明提供的一种航空发动机叶片高低周复合疲劳试验装置，包括设置在风洞上缘和风洞下缘之间的风扇和试验叶片；所述试验叶片装配在位于风洞下缘外的试验轮盘上，试验轮盘与电机连接；所述风扇和试验叶片之间设有前气门，在前气门上均匀分布有多个前气嘴；所述试验叶片的后端设有后气门，在后气门上均匀分布有多个后气嘴。

所述试验轮盘通过转接段与电机连接。

所述试验轮盘的榫槽与实际使用的轮盘的榫槽一致。

所述试验轮盘的强度与真实使用的轮盘强度一致。

所述前气嘴沿风洞的中心呈圆周分布。

所述后气嘴沿风洞的中心呈圆周分布。

所述风扇沿风洞的中心呈圆周分布。

本发明的有益效果在于：可以模拟发动机叶片所受的低周离心载荷和高周气动载荷，并可以模拟试验发动机叶片的不同前后级发动机叶片激振的影响，从而得到航空发动机叶片的高低周复合疲劳寿命，为航空发动机叶片的安全使用提供保障。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；