技术特征：
1.一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，其特征在于：所述试件是通过裁切一涡轮导向叶片获得的叶身中段，其中所述试件包括第一壁体和第二壁体，所述试件还包括加载区和测试区；所述加载区设置在所述试件的前缘侧，所述测试区设置在所述试件的尾缘侧；所述加载区设置有至少一个贯穿切口，使所述第一壁体和所述第二壁体仅通过所述测试区连接在一起。2.根据权利要求1所述的涡轮导向叶片尾缘强度试件，其特征在于，所述试件沿所述涡轮导向叶片高度方向的长度不小于20mm。3.一种涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，包括如权利要求1或2所述的涡轮导向叶片尾缘强度试件，还包括加载装置和底座；所述加载装置包括可移动的加载端和固定设置的固定端，用于卡接所述试件的加载区，使所述加载端和所述固定端与所述第一壁体、第二壁体分别连接，且两个连接位置之间的所述试件仅通过所述测试区相连成为一体；所述底座容许所述试件测试区抵靠。4.根据权利要求3所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述加载端和所述固定端的安装位置设置在所述试件的所述内部空腔内。5.根据权利要求4所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述加载端与所述固定端为与所述试件的所述内部空腔接触面随形配合的杆状结构。6.根据权利要求5所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述加载端和所述固定端与所述试件的接触位置设置有柔性垫。7.根据权利要求3所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其特征在于，所述底座与所述试件的接触位置设置有凹槽，以容许所述试件承受转矩时，所述试件随加载进行转动。8.一种涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，其特征在于，采用如权利要求1或2所述的试件和如权利要求3至7其中任一所述的测试系统，通过移动所述加载装置的所述加载端使其与所述固定端互相远离，对所述试件的所述测试区进行加载，直至所述试件失效。9.根据权利要求8所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，其特征在于，将所述加载端偏置安装在所述试件的一侧，对所述试件的所述测试区施加扭转载荷。10.根据权利要求8所述的涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，其特征在于，所述试件包括多个内部空腔，在进行加载时所述加载端和固定端卡接在同一个内部空腔中。
技术总结
一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，是通过裁切一涡轮导向叶片得到的的叶身中段，其中该试件包括第一壁体和第二壁体。试件还包括加载区和测试区：加载区设置在涡轮导向叶片前缘一侧，测试区设置在所述涡轮导向叶片尾缘一侧。在加载区设置有至少一个贯穿切口，使第一壁体和第二壁体仅通过测试区连接在一起。该试件能够准确反映涡轮导向叶片尾缘区域的应力分布状态及强度，能够有效评价涡轮导向叶片的尾缘强度和生产工艺稳定性。本发明还提供一种测试系统及测试方法。系统及测试方法。系统及测试方法。
技术研发人员：时起珍 洪智亮 张建 郭洪宝
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：2022.01.28
技术公布日：2023/8/9
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