[发明专利]一种涡扇发动机风扇叶片多轴加载疲劳试验台及方法

说明书

本发明涉及一种涡扇发动机风扇叶片多轴加载疲劳试验台及方法，包括：试件、垂直加载装置、水平加载装置、扰动加载装置、裂纹图像检测装置、液压系统、电控系统及上位机软件；试件包括叶片及涡轮盘试件，本发明在现有的单轴材料试验机上，突破空间尺寸的限制，通过增加水平加载装置及扰动加载装置，扩展了对试件的多轴加载能力，能够有效模拟出风扇叶片根部的实际受载形式；本发明可实现疲劳试验过程中，控制对试件水平载荷与扰动载荷的施加，并可通过在试件表面贴应变片方式，结合图像处理技术，实现在疲劳裂纹产生过程对试件应力应变等参数的测量。

技术领域

本发明专利涉及航空发动机技术领域，尤其涉及到一种针对于涡扇发动机风扇叶片根部燕尾榫头多轴加载疲劳试验台及方法。

背景技术

风扇叶片是涡扇发动机的重要部件，它在发动机中处于最前沿位置。风扇叶片的形状复杂，工作环境严峻；叶片在工作中会受到因高转速旋转形成的离心载荷及复杂的气流扰动等多种复杂载荷作用[1-2]。目前的航空航天技术发展极为迅速，涡扇发动机大涵道比及大推重比性能突出，其对风扇叶片可靠性要求在不断提高，各种不同的叶片失效问题越来越突出[3]。风扇叶片断裂位置几乎都位于叶片根部附近，在涡扇发动机结构设计中，风扇叶片根榫头和涡轮盘上的榫槽构成一种燕尾榫连接结构，在叶片受载后，榫头与涡轮槽之间的接触面处于微动状态[4]。

飞机从起飞、巡航到最后着陆过程中，发动机工作状态会有一定变化，离心载荷使得叶片榫头处产生频率交的应力，与此同时，发动机运转产生的振动和气流扰动力会引起振动应力，但这种应力特点在于幅值小频率较高[5]，由于发动机叶片根部形状与载荷环境都比较复杂，在叶片根部榫头与涡轮盘槽连接的微动条件下，叶片根部与涡轮盘槽的接触区域一般都处于多轴应力状态，近几年国际上风扇叶片失效分析统计数据也表明，叶片根部疲劳失效原因几乎都是高转速离心力叠加异常振动应力的多轴载荷作用引起的[6]。

国内外目前开展了较多针对发动机风扇叶片根部与涡轮盘榫槽之间的榫连接结构的单轴加载疲劳失效研究。

[1]高庆.某系列发动机压气机转子叶片技术寿命研究[J].航空发动机,2008(03):22-26.

[2]赵萍.航空发动机单晶叶片的多轴低周疲劳研究[D].中南大学,2011.

[3]杨瑞瑶.动机风扇叶片疲劳寿命计算及振动特性分析[D].电子科技大学,2014.

[4]Orly Leivia,Effects of shear load on fretting fatigue behavior ofTi-6Al-4V,Doctoral dissertation,University of Dayton，2003.

[5]唐铃,尚柏林,高星伟,陈鹏飞,尹志鹏.某型发动机风扇叶片复合疲劳试验加载系统的分析与测试[J].机械强度，2018,40(01):61-67.

[6]BERETTA S,ERNASCONI A,ARBONI M.Fatigue assessment of root failuresin HSLA steel welded joints:Acomparison among local approaches[J].International Journal of Fatigue,009,1(1):102-110.

发明内容

本发明技术解决问题：针对现有加载形式的不足，提供一种涡扇发动机风扇叶片多轴加载疲劳试验台及方法，能够有效模拟出风扇叶片根部的受载形式；并结合图像处理技术，实现对疲劳裂纹产生过程的监测。

本发明技术解决方案：一种涡扇发动机风扇叶片多轴加载疲劳试验台，包括：