[发明专利]一种航空发动机叶片的振动测试试验装置及其试验方法

说明书

本发明涉及一种航空发动机叶片的振动测试试验装置，属于发动机叶片测试装置技术领域。包括安装于振动台上的装置主体，装置主体外部安装有用于插装叶片的旋转盘，装置主体内安装有用于带动旋转盘转动的后盖，后盖一面安装旋转盘、另一面安装夹紧盘，沿着后盖的高度方向开设有一个用于穿过压块的后盖腔室，旋转盘上开设有与后盖腔室相贯通的旋转盘腔室以及用于插装叶片的榫槽。本发明适合多种结构的叶片测试使用，能实现叶片任意角度的振动试验，测试精度及准确率高。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机叶片的振动测试试验装置，属于发动机叶片测试装置技术领域。

背景技术

叶片是航空发动机的重要零件之一，主要在压气机和燃气涡轮中使用。其中，压气机叶片工作时既受到较高的离心负荷、气动负荷、大气温差负荷及振动的交变负荷，同时又受到发动机进气道外来物的冲击，受风沙、潮湿的侵蚀等。涡轮叶片工作时既承受高温引起的腐蚀和侵蚀，同时又承受高速旋转产生的巨大离心力、气动力和振动负荷等。由此可知叶片的工作条件是很恶劣的，它是决定发动机寿命的主要零件之一。因此，叶片必须要经过振动考核、功能考核及寿命考核。在进行叶片的振动测试试验时，整个振动测试试验装置对试验的精确度影响较大，因此，对振动测试试验装置的设计尤为重要。

目前，现有的叶片振动测试试验装置主要存在以下不足之处：

1、航空发动机中压气机与燃气涡轮含盖多级叶片，其中，压气机叶片主要使用燕尾形榫头，涡轮叶片主要使用枞树形榫头，不同级叶片榫头结构参数不同，因此，叶片振动测试试验要求试验装置能够夹持多种规格叶片，但传统试验装置夹持叶片规格单一，不能满足实际试验要求；

2、叶片振动测试试验要求试验装置可以测出叶片在任意角度情况下的模态与响应，但传统试验装置夹持叶片方向单一，不能满足试验要求；

3、现有的试验装置不能实现叶片任意角度的振动试验，且压块的设计不能随着试验角度的改变发生旋转，不能保证试验过程中叶片的预紧力。

以上不足之处导致叶片振动测试试验费时、费力且成本高，试验效率较低，因此，亟待出现一种能解决上述技术问题的航空发动机叶片振动测试试验装置。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题而提供一种结构设计巧妙，适合多种结构的叶片测试使用，能实现叶片任意角度的振动试验，测试精度及准确率高的航空发动机叶片的振动测试试验装置。

一种航空发动机叶片的振动测试试验装置，其特殊之处在于包括安装于振动台14上的装置主体3，装置主体3外部安装有用于插装叶片15的旋转盘1，装置主体3内安装有用于带动旋转盘1转动的后盖2，后盖2一面安装旋转盘1、另一面安装夹紧盘5，沿着后盖2的高度方向开设有一个用于穿过压块4的后盖腔室17，旋转盘1上开设有与后盖腔室17相贯通的旋转盘腔室18以及用于插装叶片15的榫槽16；

作为本发明一种优选的技术方案，其特征在于所述榫槽16贯穿于旋转盘1整个长度方向，榫槽16的形状根据叶片榫头19形状而定，若叶片榫头19呈燕尾型，榫槽16呈燕尾型，若叶片榫头19呈枞树型，榫槽16呈枞树型；

作为本发明一种优选的技术方案，所述旋转盘1上开设有四个旋转盘安装通孔20、两个旋转盘定位孔22，后盖2上对应旋转盘安装通孔20位置处开设有四个后盖安装通孔21、对应旋转盘定位孔22位置处开设有两个后盖定位孔23；

作为本发明一种优选的技术方案，所述后盖2靠近旋转盘1的一端为起始端24，靠近夹紧盘5的一端为末端13，后盖2自起始端24至末端13外径尺寸逐渐递增，末端13处还设有外径尺寸大于末端13的后盖卡台9；

作为本发明一种优选的技术方案，所述装置主体3内开设有用于安装后盖2的后盖安装腔室12，后盖安装腔室12的内壁与后盖2的外壁相贴合，后盖安装腔室12上还设有与后盖卡台9配合使用的卡槽10；