[发明专利]一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具

说明书

本发明是一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具，该夹具包括夹具(2)、支撑框架(3)、压力传感器(5)、施力螺栓(6)、步进电机(7)、激光位移传感器(8)和振动控制仪(9)，其中：夹具(2)用于夹持叶片(1)，夹具(2)通过支撑框架(3)固定于振动台激振平面上，步进电机(7)带动施力螺栓(6)旋转并施压于夹具(2)以夹紧叶片(1)，施力螺栓(6)与夹具(2)之间设置有压力传感器(5)以同步测得施力螺栓(6)的下压力，激光位移传感器(8)用于测量振动疲劳试验过程中叶片(1)的振幅。该夹具可以对叶片根部实现可靠夹持的同时定量给出叶片的夹持力的大小，实现对叶片夹持力的实时监控，避免了由于叶片夹持力的过大或过小而导致的试验无效性，显著提高了叶片振动疲劳的夹持稳定性，提高了叶片振动疲劳试验的可靠性。

技术领域

本发明是一种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的多功能夹具，属于力学 性能测试表征技术领域。

背景技术

振动是航空发动机叶片服役过程中最常见的载荷形式。叶片强度设计过程 中必须考虑振动导致的疲劳破坏问题，才能有效提高其服役安全性和可靠性。 对航空发动机叶片开展振动疲劳试验并获取性能数据不但是叶片研制和生产过 程中的必要考核环节，还是叶片强度设计和寿命预测的重要手段。

叶片的振动疲劳试验要经历较长的试验周期(通常持续数天甚至数周)和 较高的加载频率(通常需要几百到上千赫兹)，因此对叶片夹持的可靠性提出了 更高的要求。由于叶片的振动疲劳试验通常在共振状态下进行，在试验过程中 的夹持松动会显著降低试验系统的共振频率，直接导致叶片振动疲劳试验数据 的无效性。为了避免试验过程中的松动，在试验准备阶段，对叶片进行夹持时， 试验员通常会尽最大可能提高夹持力以期保证夹持可靠性，过大的夹持力一方 面会导致叶片的夹持端面产生初始塑性变形甚至挤压损伤，该初始损伤在振动 疲劳试验过程中极易诱发成宏观裂纹，从而导致叶片夹持端的断裂，同样会造 成试验失败。综上可见，振动疲劳试验对夹持的要求是大小适中，不会造成叶片夹持端部的损伤破坏，且在试验过程中不发生明显松动。然而，目前叶片的 夹持装置及夹持方法尚不能完全满足上述的夹持可靠性要求，由夹持问题导致 的叶片振动疲劳试验的失败时有发生。因此亟需提出一种针对叶片振动疲劳试 验的新型夹具，以实现叶片在振动疲劳试验过程中的可靠夹持。

发明内容

本发明正是针对上述叶片振动疲劳试验夹具存在的不足而设计提供了一种 用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具，其目的是实现叶片振动疲劳试验全 流程中夹持力的定量监控和可调可控，保证振动疲劳试验过程中的叶片夹持的 可靠性。

本发明的技术解决方案如下：

该种用于航空发动机叶片振动疲劳试验的夹具包括夹具2、支撑框架3、压 力传感器5、施力螺栓6、步进电机7、激光位移传感器8和振动控制仪9，其 中：夹具2用于夹持叶片1，夹具2通过支撑框架3固定于振动台激振平面上， 步进电机7安装于一个垂直升降的平台上，步进电机7带动施力螺栓6旋转并 施压于夹具2以夹紧叶片1，施力螺栓6与夹具2之间设置有压力传感器5以 同步测得施力螺栓6的下压力，所述步进电机7带有扭矩测量和放大装置以能 够测量扭矩输出值大小。激光位移传感器8用于测量振动疲劳试验过程中叶片 1的振幅。振动控制仪9用于试验过程中夹具的紧固扭矩输出控制和振动控制。

在实施中，所述夹具2为鱼嘴形结构，在用于插装叶片1的前开口端的两 内侧加工有榫槽21与航空发动机叶片的榫头形状相吻合，在夹具2的后端加工 有螺栓孔22，水平紧固螺栓4装入螺栓孔22从叶片1的底部施力顶紧。

进一步，在夹具2的侧面加工有定位孔23，压力传感器5安装在该定位孔 23内，施力螺栓6施力将夹具2和叶片1压紧并同时作用于该压力传感器5以 测量压力。