一种用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具及试验方法.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115753350A(43)申请公布日2023.03.07(21)申请号202211230782.9(22)申请日2022.10.08(71)申请人中国航发湖南动力机械研究所地址412002湖南省株洲市董家塅高科园中国航发动研所(72)发明人杨伟新刘慧芳(74)专利代理机构北京知联天下知识产权代理事务所(普通合伙)11594专利代理师孔凡梅(51)Int.Cl.G01N3/04(2006.01)G01M15/00(2006.01)G01N3/32(2006.01)G01N3/02(2006.01)G01M7/02(2006.01)权利要求书2页说明书6页附图4页(54)发明名称一种用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具及试验方法(57)摘要本发明公开一种用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具及试验方法，其中夹具包括底座、第一悬臂梁、第二悬臂梁、第一调节环结构、第一压板、配重块、第二压板和第二调节环结构；第一悬臂梁和第二悬臂梁分别设置在底座的两侧，第一调节环结构能够沿第一悬臂梁直线滑动，第二调节环结构能够沿第二悬臂梁直线滑动，第一压板用于将试验件叶片固定在第一调节环结构上，第二压板用于将配重块固定在第二调节环结构上。本发明的第一悬臂梁在试验过程中处于共振状态，将振动台的激励传递至叶片上时被放大，使叶片可获得了更大的振动响应，从而振动台只需要在较小推力下就可使叶片发生疲劳破坏；本发明的配重块，避免了试验过程中振动台产生倾覆力矩。CN115753350ACN115753350A权利要求书1/2页1.一种用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，包括底座、第一悬臂梁、第二悬臂梁、第一调节环结构、第一压板、配重块、第二压板和第二调节环结构；其中，所述第一悬臂梁和所述第二悬臂梁分别设置在所述底座的两侧，所述第一调节环结构套设在所述第一悬臂梁上，所述第一调节环结构能够沿所述第一悬臂梁直线滑动，所述第二调节环结构套设在所述第二悬臂梁上，所述第二调节环结构能够沿所述第二悬臂梁直线滑动，所述第一压板与所述第一调节环结构可拆卸连接，所述第一压板用于将试验件叶片固定在所述第一调节环结构上；所述第二压板与所述第二调节环结构可拆卸连接，所述第二压板用于将所述配重块固定在所述第二调节环结构上。2.根据权利要求1所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述底座横截面为多边形，所述底座上设置有多个螺栓孔。3.根据权利要求2所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，多个所述螺栓孔分两组设置，两组所述螺栓孔呈同心圆分布，每组所述螺栓孔沿圆形周向均布。4.根据权利要求1所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述第一悬臂梁和所述第二悬臂梁均为圆柱形结构。5.根据权利要求4所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述第一调节环结构包括第一半环下和第一半环上；其中，所述第一半环下内侧和所述第一半环上内侧为与所述第一悬臂梁相匹配的弧面，所述第一半环下的两端沿径向设置有第一螺纹孔和第二螺纹孔，所述第一半环上的两端沿径向设置有第一沉头通孔和第二沉头通孔，所述第一半环上的中间位置沿径向设置有第三螺纹孔和第四螺纹孔。6.根据权利要求5所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述第一半环下和所述第一半环上套装在所述第一悬臂梁时，所述第一半环下两侧的端面和所述第一半环上两侧的端面之间具有间隙。7.根据权利要求5或6所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述第二调节环结构包括第二半环上和第二半环下；所述第二半环上和所述第一半环上结构相同，所述第二半环下和所述第一半环下结构相同。8.根据权利要求1－6任一所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述第一压板和所述第二压板结构相同，所述第一压板和所述第二压板上均设置有第一通孔和第二通孔。9.根据权利要求1所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述配重块上设置有第三通孔和第四通孔。10.根据权利要求1所述的用于航空发动机叶片高周疲劳试验的夹具，其特征在于，所述第一压板、所述第二压板和所述配重块均为矩形。11.一种航空发动机叶片高周疲劳试验方法，其特征在于，利用权利要求1－10任一所述的夹具进行航空发动机叶片高周疲劳试验。12.根据权利要求11所述的航空发动机叶片高周疲劳试验方法，其特征在于，包括以下步骤：获取试验件叶片的一阶弯曲模态频率以及第一悬臂梁的一阶弯曲模态频率；2CN115753350A权利要求书2/2页调节第一调节环结构在第一悬臂梁上的位置，改变第一悬臂梁的一阶弯曲模态频率，直至第一悬臂梁的一阶弯曲模态频率与试验件叶片的一阶弯曲模态频率满