一种涡轮导向轮叶片尾缘强度试件、系统及测试方法与流程

1.本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种涡轮导向叶片尾缘强度试件、系统及测试方法。


背景技术：

2.随着航空工业的不断发展，越来越多的复合材料被应用于航空发动机零部件的制造之中，陶瓷基复合材料就是其中的典型代表。陶瓷基复合材料(cmc)具有密度低、耐高温、不易腐蚀的优点，制成的结构件往往为同类镍基高温合金构件重量的1/4～1/3，对于降低发动机重量提高燃油经济性有重要意义。例如，以陶瓷基复合材料制造涡轮导向轮叶片就是航空发动机研发的新方向之一。
3.然而，陶瓷基复合材料通常为脆性材料，在制造复杂结构和复杂受力条件下容易因局部应力集中而萌生裂纹。对具有空心结构的陶瓷基复合材料涡轮导叶而言，叶片尾缘区域是最为薄弱的环节，如何正确检测尾缘等区域的强度，是发动机设计制造和工艺稳定性评价的重要课题。现有针对陶瓷基复合材料的检测方法通常采用标准的单边切口梁试件或紧凑拉伸试件进行拉伸测试，或基于显微硬度或微观取样进行半无损检测。然而，发明人认识到，涡轮导向轮叶片尾缘区域结构复杂，尺寸小，在工作条件下应力分布复杂，现有检测方式难以准确反映和评估导向轮叶片尾缘位置的强度。


技术实现要素：

4.本发明的目的是，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，能够准确地反映涡轮导向叶片尾缘区域的应力分布特点，进而对尾缘区域的强度进行准确评估。本发明还提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试系统和方法。
5.根据本发明实施例的一个方面，提供一种涡轮导向轮叶片尾缘强度试件，用于陶瓷基复合材料涡轮导向轮叶片尾缘区域的强度，其特点是：所述试件是通过裁切一涡轮导向叶片得到的叶身中段，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涡轮导向叶片前缘侧，所述测试区设置在所述涡轮导向叶片尾缘侧；所述加载区设置有至少一个贯穿切口，使所述第一壁体和第二壁体仅通过所述测试区连接在一起。该样品能够在保留叶片尾缘区域基本结构和应力分布状态的情况下，使尾缘区域成为独立的受力结构，以便于对该区域的强度进行测试和评估。
6.优选地，所述试件沿所述涡轮导向叶片高度方向的长度不小于20mm，以保证试件具有足够的刚度。
7.根据本发明实施例的另一个方面，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，采用上述涡轮导向叶片尾缘强度试件，该系统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，以在加载过程中保持所述试件的
稳定。该装置能够根据涡轮导向叶片的结构特征对试件进行针对性的加载，准确地评估尾缘区域的力学性能。
8.优选地，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。
9.优选地，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。涡轮导向叶片内的空腔壁面由于生产工艺的原因型面往往不平直，随形配合的杆状结构能够避免应力在加载区集中。
10.优选地，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。柔性软垫可以进一步避免加载区的应力集中。
11.可选地，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。由于涡轮导向叶片尾缘强度试件的形状复杂，在加载过程中试件可能因为加载方向或重心位置的原因承受转矩而发生偏转，凹槽的设置容许试件进行小幅度转动，避免底座在测试中对试件的载荷产生干扰。
12.根据本发明的又一方面，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，采用前述的试件和测试系统，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。对涡轮导向叶片试件沿叶片厚度方向进行加载测试，能够较好地评估尾缘区域的强度。
13.进一步地，所述加载端偏置安装在所述试件的一侧，以对所述试件的所述测试区施加扭转载荷。根据测试需求，可以对待测试件进行扭转载荷加载，以测试更为复杂的受力条件下叶片尾缘的强度性能。
14.进一步地，用于测试的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。
附图说明
15.图1为一实施例中的涡轮导向叶片尾缘强度试件示意图；
16.图2为一实施例中的涡轮导向叶片尾缘强度试件切割位置示意图；
17.图3为一实施例中的涡轮导向叶片尾缘测试系统局部示意图；
18.图4为一实施例中的涡轮导向叶片尾缘试件加载区剖面图；
19.图5为另一实施例中的涡轮导向叶片尾缘测试系统局部示意图；
20.图6为另一实施例中的涡轮导向叶片尾缘试件加载区剖面图；
21.图7为再一实施例中的低压涡轮导向叶片截面示意图。
22.上述附图的目的在于对本发明的实施例进行详细说明，以便本领域技术人员能够理解本发明的技术构思，而非旨在限制本发明。附图中仅示意性地画出了与本发明技术特征相关的零件及结构，并未严格按照比例画出全部零件、设备及与技术特征无关的细节的信息。
具体实施方式
23.下面通过具体实施例结合附图对本发明作出进一步的详细描述。
24.除非另有定义，本文所使用的所有技术和科学术语与本领域技术人员通常所理解
的含义能够；本文中所采用的术语仅为了描述具体的实施例而非旨在限制本发明；说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”及其同义表述意在覆盖不排他的包含。
25.在本文中，术语“第一”、“第二”等仅用于区别不同对向，而非指示所指代技术特征的数量、特定顺序或主次关系。在本文描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。
26.在本文中提及“实施例”意味着结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书各个位置出现的“实施例”这一表述并不一定均指代同一实施例，也不是与其他实施例互斥的独立的或备选的实施例。
27.在本文实施例的描述中，“水平”、“竖直”、“横向”、“纵向”、“长度”、“宽度”、“深度”、“厚度”、“径向”、“弦向”、“上”、“下”等指示的方位或位置关系，仅是为了便于描述实施例和简化描述的目的，而非指示或限定所指代的装置或元件必须具有特定的方位、以特定方位构造和操作，因而并非对本发明实施例的限制。
28.在本文实施例的描述中，除非另有明确的规定或线性，术语“安装”、“连接”、“相连”等应作广义理解，如可以是固定连接也可以是可拆卸连接或成一体；可以是机械连接也可以是电连接；可以是直接相连，也可以是通过中间媒介相连。对本领域技术人员而言，应当可以根据具体情况理解上述术语在本文实施例中的具体含义。
29.根据本发明实施例的一个方面，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，在一个实施例中其结构如图1所示。结合图2，提供一个发动机涡轮导向叶片2，该叶片包括叶身21、上缘板22和下缘板23，叶身21具有前缘24和尾缘13。在叶身21的上按裁切线25贯穿切割叶身厚度分布均匀的区域得到一叶身中段，即涡轮导向叶片尾缘强度试件1。裁切线25通常设置为平行线，在一些实施例中也可以设置为非平行线或倾斜线。该试件1包括设置在尾缘13一侧的测试区11和设置在前缘24一侧的加载区12，沿叶身长度方向，加载区12的宽度优选地不小于测试区11，以避免在测试中失效断裂发生在加载区12。叶身的叶盆侧壁构成试件1的第一壁体14，叶身的叶背侧壁构成试件1的第二壁体15。其中，测试区11包括尾缘13一侧第一壁体14与第二壁体15的连接区域；加载区12包括试件中测试区11以外的部分。贯穿切口16切除了第一壁体14和第二壁体15之间的前缘部分，切口16'切断了叶身内连接第一壁体14和第二壁体15的肋板17，使得第一壁体14和第二壁体15仅通过加载区11连接在一起。需要注意，对于一些结构较为简单的叶片，其内部仅有一个空腔17，则仅需在前缘24上设置一个贯穿切口16。为了使试件1在具有足够的刚度，裁切线25之间优选保留至少20mm的距离，使试件沿涡轮导向叶片高度方向的长度不小于20mm。在其他实施例中，也可以以叶身盆侧作为第二壁体，以叶身背侧作为第一壁体。
30.通常，针对陶瓷基复合材料的检测方法采用的是以相同材料单独制造或从基材上切取的单边切口梁试件或紧凑拉伸试件，这些试件在测试中不能准确地反映涡轮导向叶片尾缘区域的应力分布特点和失效模式。在评估涡轮导向叶片尾缘的失效模式以及批量生产过程中的工艺稳定性时，上述实施例中的试件能够提供更为精确和更有针对性的检测结果。同时，由于该试样为非标准件，应优选提供与其结构特征相匹配的测试系统。
31.本发明还提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试系统，其一实施例如图3所示。该系统包括用于对试件1的加载区12进行加载的加载装置，加载装置设置有加载端31与固定端
32，加载端31与液压驱动装置(未示出)相连，使其可以在液压驱动装置的作用下进行竖直移动以进行载荷加载，通过传感器记录加载端31的位移与受力，可以得到加载过程中的载荷-位移曲线，进而计算得到试样的加载过程中的应力与应变状态。该装置还包括用于抵靠支撑试件1测试区11的底座33。在利用该系统进行测试时，可以使加载端31与固定端32分别卡接第二壁体15和第一壁体14，使得两个连接位置之间的试件1仅通过测试区11相连成为一体。
32.为了简化装置并避免载荷在加载区集中，卡接方式优选地设置为将加载端31和固定端32插入叶片的内部空腔17里。进一步地，由于内部空腔17内壁往往不平直，加载端31和固定端32优选地设置为与内部空腔17的接触面随形配合的杆状结构，沿a-a截面的剖面结构如图4所示，以避免接触面不贴合而导致应力集中，诱使加载过程中测试区失效前裂纹首先萌生在加载区的接触面上。加载端31与第二壁体15及固定端32与第一壁体14之间还可以进一步设置柔性软垫，以更好地避免接触位置的应力集中。加载端和固定端也可以设置为卡钳或挂钩，从试件的外侧或裁切面上对试件施加载荷。
33.如图3所示，考虑到内部空腔17的空间有限，加载端31及固定端32可以通过略错开一段距离l的方式进行安装，这使得在加载过程中试件1可能由于受力不同轴而承受一个额外转矩，针对这一问题，可以在底座33与试件1的接触位置设置凹槽34，以容许试件1发生一定程度的偏转，以避免底座的接触位置产生过大的作用力，对试件1所承受的实际载荷产生影响。
34.根据本发明实施例的又一方面，提供一种涡轮导向叶片尾缘强度测试方法，采用上述任一实施例中的试件及测试系统。在一个实施例中，提供一个高压涡轮导向叶片，其结构如图2所示，该叶片由sic纤维增强的陶瓷基复合材料制成，叶身高度为50mm，从叶身中段裁切长30mm的试件1，其结构如图1所示，并采用如图3所示的形式安装在测试系统中。固定端32及加载端31卡接在加载区12靠近前缘一端的内部空腔17中，为了卡接的牢固与加载的稳定，固定端32与加载端31应卡接在内部空腔17中壁面相对平滑的位置。测试区11抵接在底座33上以保持试件整体的平衡。在加载时，固定端32保持不动，加载端端31沿箭头所示方向向上移动，以对第一壁体14和第二壁体15施加作用力，使其受力张开，直至测试区11发生断裂而失效。通过记录加载端31的位移与受力数据，可以计算得到试件所承受的峰值载荷。这一检测数据可以用于同一批次多个试件的强度比较，以判断叶片质量及生产工艺稳定性，也可以作为有限元仿真分析的输入，辅助仿真模拟对尾缘区域进行进一步的应力应变分析，以对叶片结构作设计出进一步优化。
35.在另一实施例中，涡轮导向叶片的内部空腔具有更大的尺寸，试件的安装方式如图5所示，试件中包括两个空腔17，加载端31和固定端32卡接在靠近尾缘一侧的同一个内部空腔17中，使加载位置更靠近测试区11。对于包括多个内部空腔17的试样，加载端31和固定端32优选地卡接在同一个内部空腔17中，以减轻试件在加载过程中的扭转。
36.对于如图7所示的低压涡轮叶片，叶片只有一个内部空腔，裁切得到的样品也只具备一个内部空腔17，只需选取空腔内壁较为平滑的位置进行卡接加载即可。
37.在又一实施例中，试件1采用如图3的安装方式，其加载区的a-a截面剖面结构如图6所示，加载端31偏置卡接在试件1中，这使得第二壁体15的受力方向偏向一侧，使其相对第一壁体14产生扭转载荷，导致测试区11在承受上下拉伸载荷外额外承受扭转载荷。这种加
载方式能够用于检测在更加复杂的受力状态下，涡轮导向叶片尾缘区域的强度及失效模式。在其他实施例中，还可以对第一壁体14和第二壁体15施加向内挤压的载荷或横向的剪切载荷又或者施加冲击载荷等其他形式的加载，或是改变固定端、加载端在试样上的卡接位置，进一步地进行更为全面的强度检测。
38.需要理解，上述实施例的目的在于结合附图对本发明作出详细描述以便本领域技术人员能够理解本发明的技术构思，而非旨在限制本发明。在本发明权利要求的范围内，对各实施例所涉及的零件、结构或方法步骤进行优化或等效替换，以及在不发生结构与原理冲突的前提下对不同实施例中的技术方案进行结合，均落入本发明的保护范围。