1.本发明属于力学性能测试技术领域，涉及一种整体叶盘振动疲劳强度试验方法。
背景技术：2.整体叶盘是为了满足高性能航空发动机而设计的新型结构件，其将发动机转子叶片和轮盘形成一体，省去了传统连接中的榫头、榫槽及锁紧装置等，减少结构重量及零件数量，避免榫头气流损失，提高气动效率，使发动机结构大为简化，现已在各国军用和民用航空发动机上得到广泛应用。
3.振动疲劳是引起航空发动机整体叶盘零部件失效的主要原因。针对整体叶盘零部件开展振动疲劳强度性能评价，获取其振动疲劳强度数据对发动机设计、产品质量评价及失效分析具有重要意义。然而开展整体叶盘的振动疲劳强度评价存在诸多难点：
4.1、结构复杂，试验难度大
5.通常，开展振动疲劳试验需将被测叶片的榫齿端固定于振动疲劳夹具上，通过振动台激振来进行试验。然而，整体叶盘结构省去了传统连接中的榫头、榫槽及锁紧装置等，将数十件发动机转子叶片和轮盘形成一体(见附图2)，外形结构极为复杂。现有的技术方法均是对整体叶盘直接进行振动疲劳试验的，如cn 210269401 u/cn 103196644 b等。采用这类技术开展整体叶盘疲劳强度试验时存在如下问题：1、整体叶盘及工装夹具质量过大，常规推力的振动台难以满足其要求；2、由于叶盘不同位置加工差异性及工装夹具的装配公差，整体叶盘试验中各个叶片的振幅、变形难以保持一致，试验过程中对难以选定控制基准，试验数据一致性与可靠性难以保证。因此虽有该类方法公布，但实际的试验结果却鲜见报道。
6.2、造价昂贵，试验成本高
7.目前发动机叶片振动疲劳强度通常采用升降法试验，试验件需求在10～20件左右。以航标《发动机叶片及材料振动疲劳试验方法》(hb5277-2021)为例，采用升降法获取受测叶片的振动疲劳强度通常需要15件左右的试样。然而，整体叶盘的造价极高，单件造价可达数十万元甚至上百万，如直接对整体叶盘零件进行振动疲劳试验，耗费的成本巨大。
8.基于以上考虑，本发明提出了一种整体叶盘振动疲劳试验方法，通过对整体叶盘进行切割，并对每个单独的叶片进行振动疲劳试验；提供的切分叶盘结构的振动疲劳夹具结构简单、轻便高效，有效提升了整体叶盘振动疲劳试验的可操作性。一件整体叶盘可以分割为数十件单独叶片，可以满足升降法疲劳强度试验需求，极大地降低了整体叶盘振动疲劳强度试验成本。
技术实现要素：9.本发明的目的：本发明提出一种成本低、行之有效的整体叶盘振动疲劳强度试验方法。
10.本发明的技术方案：一种整体叶盘振动疲劳强度试验方法，包含了叶盘切割件制
备方法、叶盘切割件振动疲劳试验装置和叶盘切割件振动疲劳试验方法；首先对整体叶盘进行对称切分获取叶盘切割件，采用所述的振动疲劳试验装置对叶盘切割件进行试验，获取整体叶盘振动疲劳强度试验数据。
11.所述叶盘切割件制备方法可分为8个步骤，具体步骤如下：
12.步骤一，对于一个包含有n个叶片的整体叶盘(1)，每个叶片按照叶盘旋转方向依次编号为1～n；
13.步骤二，从叶盘上环面圆心o出发依次做出2n条射线，每两条射线夹角均为360
°
/2n，射线与叶盘上环面的外圆依次相交于a1,a1’
,a2,a2’
,
…
,an,a
n’，记为点集a；
14.步骤三，同样，在叶盘的下圆环面圆心o’出发，依次做出2n条射线，每两条射线的夹角均为360
°
/2n，射线与叶盘下环面的外圆依次相交于b1,b1’
,b2,b2’
,
…
,bn,b
n’，记为点集b；
15.步骤四，线段oo’的中点即为点c；点集a和点集b满足：对于整体叶盘中第i个叶片，其叶根的两端连线de与平面a
i’b
i’c平行；
16.步骤五，从c点出发，利用平面a1b1c,a2b2c,
…
,a
nbn
c n个平面将整体叶盘切割为n部分；所述整体叶盘切割后可以得到n个叶盘扇形切割件2；第六步，对于一个叶盘扇形切割件2的两个切割面，顺着或逆着整体叶盘转动方向可以依次定义为切割面a23和切割面b24；以切割面a23为基准面，使用距离切割面a23高度值h的平面25切除与叶根相连接的实体部分；最终获得振动疲劳试验所需的叶盘切割件3。
17.所述步骤五中切割时仅对与叶片连接的轮盘实体部分切割。
18.每个叶盘扇形切割件2上有1个叶片21，以及与之连接的轮盘实体部分22。
19.所述步骤六中高度值h需在完全去除切割面b24的情况下尽可能大。
20.所述叶盘切割件振动疲劳试验装置包括上夹块4、下夹块5，下压螺栓6，紧固螺母7，固定螺栓8，挂片9；叶盘切割件3中的上切割面31及曲边a32与上夹块4中的仿形曲线槽a42相互啮合，下切割面33及曲边b34与下夹块5中的仿形曲线槽b52相互啮合；四个下压螺栓6依次穿过上夹块4的通孔a41和下夹块5的通孔b51和紧固螺母7，并施加下压力，将叶盘切割件3的垂直方向固定；固定螺栓8通过挂片9的螺纹通孔91及下方有长条孔93安装于上夹块4的盲孔a43和下夹块5的盲孔b53；固定螺栓8装入挂片9中央的螺纹通孔91，从叶盘切割件3的后方施加预紧力，将叶盘切割件3的水平方向固定。
21.所述上夹块4的外形尺寸为矩形，通孔a41分布在矩形的四角上，仿形曲线槽a42在矩形的下表面，其后表面加工有螺纹盲孔a43。
22.所述下夹块5的外形尺寸为矩形，通孔b51分布在矩形的四角上；仿形曲线槽b52在矩形上表面，其后表面加工有螺纹盲孔b53。
23.叶盘切割件振动疲劳试验方法分为3个步骤，具体如下：
24.第一步，将叶盘切割件3安装于叶盘切割件振动疲劳试验装置并通过螺纹固定在振动台激振平面上，使用激光位移传感器监控叶盘切割件3位移振幅最大的位置；
25.第二步，对叶盘切割件3激振，使用应变计、应变花或数字图像设备测取叶盘切割件3的应力分布，确定振动疲劳考核位置应力大小与叶盘切割件3位移振幅之间的直线关系，通过求解直线方程获取试验应力下叶盘切割件3位移振幅；
26.第三步，将叶盘切割件3激振至试验应力对应的位移振幅，直至叶盘切割件3产生
明显疲劳裂纹或达到试验指定的循环数。
27.优点及功效：本发明提出了一种整体叶盘振动疲劳强度试验方法。通过对整体叶盘进行对称切分获取叶盘切割件，采用所述的振动疲劳试验装置对叶盘切割件进行试验，获取整体叶盘振动疲劳强度试验数据。本发明提出的试验方法可靠高效，提出的试验装置结构简单、轻便高效，有效提升了整体叶盘振动疲劳试验的可操作性。开展整体叶盘疲劳性能评价时，仅需一件整体叶盘即可满足升降法疲劳强度试验需求，极大地降低了整体叶盘振动疲劳强度试验成本。
附图说明
28.图1整体叶盘示意图；
29.图2整体叶盘切割点位示意图；其中图2a为主视图，图2b为f-f剖视图；
30.图3叶盘扇形切割件正视图；
31.图4叶盘扇形切割件俯视图；
32.图5叶盘切割件制备示意图；
33.图6叶盘切割件左视图；
34.图7叶盘切割件右视图；
35.图8叶盘切割件振动疲劳试验装置侧视图；
36.图9叶盘切割件振动疲劳试验装置示意图；
37.图10上夹块俯视图；
38.图11上夹块正视图；
39.图12下夹块俯视图；
40.图13下夹块正视图；
41.图14挂片示意图。
具体实施方式
42.下面结合附图对本发明进一步说明：
43.如图1-图7所示，本发明提出的一种整体叶盘振动疲劳强度试验方法包含了叶盘切割件制备方法、叶盘切割件振动疲劳试验装置和叶盘切割件振动疲劳试验方法。
44.所述叶盘切割件制备方法可分为8个步骤，具体顺序如下：
45.第一步，对于一个包含有n个叶片的整体叶盘1，每个叶片按照叶盘旋转方向依次编号为1～n。
46.第二步，从叶盘上环面圆心o出发依次做出2n条射线，每两条射线夹角的均为360
°
/2n，射线与叶盘上环面的外圆依次相交于a1,a1’
,a2,a2’
,
…
,an,a
n’，记为点集a。
47.第三步，同样，在叶盘的下圆环面圆心o’出发，依次做出2n条射线，每两条射线的夹角均为360
°
/2n，射线与叶盘下环面的外圆依次相交于b1,b1’
,b2,b2’
,
…
,bn,b
n’，记为点集b。
48.第四步，线段oo’的中点即为点c。点集a和点集b满足：对于整体叶盘中第i个叶片，其叶根的两端连线de与平面a
i’b
i’c平行。
49.第五步，从c点出发，利用平面a1b1c,a2b2c,
…
,a
nbn
c等n个平面将整体叶盘切割为n
部分。切割时仅对与叶片连接的轮盘实体部分切割。所述整体叶盘切割后可以得到n个叶盘扇形切割件2。每个叶盘扇形切割件上有1个叶片21，以及与之连接的轮盘实体部分22。
50.第六步，对于一个叶盘扇形切割件2的两个切割面，顺着整体叶盘转动方向可以依次定义为切割面a23和切割面b24。以切割面a23为基准面，使用距离切割面a23高度值h的平面25切除与叶根相连接的实体部分，高度值h需在完全去除切割面b24的情况下尽可能大。
51.第七步，同样，也可以逆着整体叶盘转动方向可以依次定义为切割面a23和切割面b24，按照上述方法切割。最终获得振动疲劳试验所需的叶盘切割件3。
52.如图8、图9所示，所述叶盘切割件振动疲劳试验装置由上夹块4、下夹块5，下压螺栓6，紧固螺母7，固定螺栓8，挂片9等构成。
53.]如图10、图11所示，所述上夹块4的外形尺寸为矩形，其四角加工有垂直于厚度方向的通孔a41，其下表面加工有仿形曲线槽a42，其后表面加工有螺纹盲孔a43。所述仿形曲线槽a42与叶盘切割件3的上切割面31曲边a32相互啮合。
54.如图12、与13所示，所述下夹块5的外形尺寸为矩形，其四角加工有垂直于厚度方向的通孔b51；其上表面加工有仿形曲线槽b52，其后表面加工有螺纹盲孔b53。所述仿形曲线槽b52与叶盘切割件3的下切割面33曲边b34相互啮合。
55.如图14所示，所述挂片9中央有螺纹通孔91，螺纹通孔91的上方有通孔92，下方有长条孔93。
56.使用所述装置对叶盘切割件3开展振动疲劳试验前，将叶盘切割件3中的曲边a32与上夹块4中的仿形曲线槽a42相互啮合，曲边b34与下夹块5中的仿形曲线槽b52相互啮合。四个下压螺栓6依次穿过上夹块4的通孔a41和下夹块5的通孔b51和紧固螺母7，并施加下压力，将叶盘切割件3的垂直方向固定。使用固定螺栓8将挂片9安装于盲孔a43和盲孔b53。固定螺栓8装入挂片9中央的螺纹通孔91，从叶盘切割件3的后方施加预紧力，将叶盘切割件3的水平方向固定。
57.所述叶盘切割件振动疲劳试验方法分为3个步骤，具体如下：
58.第一步，将叶盘切割件3安装于叶盘切割件振动疲劳试验装置并通过螺纹固定在振动台激振平面上。使用激光位移传感器监控叶盘切割件3位移振幅最大的位置。
59.第二步，对叶盘切割件3激振，使用应变计、应变花或数字图像相关设备测取叶盘切割件3的应力分布，确定振动疲劳考核位置应力大小与叶盘切割件3位移振幅之间的直线关系，通过求解直线方程获取试验应力下叶盘切割件3位移振幅。
60.第三步，将叶盘切割件3激振至试验应力对应的位移振幅，直至叶盘切割件3产生明显疲劳裂纹或达到试验指定的循环数。
61.所述叶盘切割件振动疲劳试验装置应用效果，取决于上、下夹块中仿形曲线槽a42、仿形曲线槽b52叶盘切割件的曲边a32、曲边b34的啮合程度，以及叶盘切割件3制备过程中切割角度的控制精度。
技术特征：1.一种整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，包含了叶盘切割件制备方法、叶盘切割件振动疲劳试验装置和叶盘切割件振动疲劳试验方法；首先对整体叶盘进行对称切分获取叶盘切割件，采用所述的振动疲劳试验装置对叶盘切割件进行试验，获取整体叶盘振动疲劳强度试验数据。2.如权利要求1所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述叶盘切割件制备方法可分为8个步骤，具体步骤如下：步骤一，对于一个包含有n个叶片的整体叶盘(1)，每个叶片按照叶盘旋转方向依次编号为1～n；步骤二，从叶盘上环面圆心o出发依次做出2n条射线，每两条射线夹角均为360
°
/2n，射线与叶盘上环面的外圆依次相交于a1,a1’
,a2,a2’
,
…
,a
n
,a
n’，记为点集a；步骤三，同样，在叶盘的下圆环面圆心o’出发，依次做出2n条射线，每两条射线的夹角均为360
°
/2n，射线与叶盘下环面的外圆依次相交于b1,b1’
,b2,b2’
,
…
,b
n
,b
n’，记为点集b；步骤四，线段oo’的中点即为点c；点集a和点集b满足：对于整体叶盘中第i个叶片，其叶根的两端连线de与平面a
i’b
i’c平行；步骤五，从c点出发，利用平面a1b1c,a2b2c,
…
,a
n
b
n
c n个平面将整体叶盘切割为n部分；所述整体叶盘切割后可以得到n个叶盘扇形切割件(2)；第六步，对于一个叶盘扇形切割件(2)的两个切割面，顺着或逆着整体叶盘转动方向可以依次定义为切割面a(23)和切割面b(24)；以切割面a(23)为基准面，使用距离切割面a(23)高度值h的平面(25)切除与叶根相连接的实体部分；最终获得振动疲劳试验所需的叶盘切割件(3)。3.如权利要求2所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述步骤五中切割时仅对与叶片连接的轮盘实体部分切割。4.如权利要求2所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，每个叶盘扇形切割件(2)上有1个叶片(21)，以及与之连接的轮盘实体部分(22)。5.如权利要求2所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述步骤六中高度值h需在完全去除切割面b(24)的情况下尽可能大。6.如权利要求1所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述叶盘切割件振动疲劳试验装置包括上夹块(4)、下夹块(5)，下压螺栓(6)，紧固螺母(7)，固定螺栓(8)，挂片(9)；叶盘切割件(3)中的上切割面(31)及曲边a(32)与上夹块(4)中的仿形曲线槽a(42)相互啮合，下切割面(33)及曲边b(34)与下夹块(5)中的仿形曲线槽b(52)相互啮合；四个下压螺栓(6)依次穿过上夹块(4)的通孔a(41)和下夹块(5)的通孔b(51)和紧固螺母(7)，并施加下压力，将叶盘切割件(3)的垂直方向固定；固定螺栓(8)通过挂片(9)的螺纹通孔(91)及下方有长条孔(93)安装于上夹块(4)的盲孔a(43)和下夹块(5)的盲孔b(53)；固定螺栓(8)装入挂片(9)中央的螺纹通孔(91)，从叶盘切割件(3)的后方施加预紧力，将叶盘切割件(3)的水平方向固定。7.如权利要求6所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述上夹块(4)的外形尺寸为矩形，通孔a(41)分布在矩形的四角上，仿形曲线槽a(42)在矩形的下表面，其后表面加工有螺纹盲孔a(43)。8.如权利要求6所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述下夹块(5)的外形尺寸为矩形，通孔b(51)分布在矩形的四角上；仿形曲线槽b(52)在矩形上表面，其后
表面加工有螺纹盲孔b(53)。9.如权利要求1所述的整体叶盘振动疲劳强度试验方法，其特征在于，所述叶盘切割件振动疲劳试验方法分为3个步骤，具体如下：第一步，将叶盘切割件(3)安装于叶盘切割件振动疲劳试验装置并通过螺纹固定在振动台激振平面上，使用激光位移传感器监控叶盘切割件(3)位移振幅最大的位置；第二步，对叶盘切割件(3)激振，使用应变计、应变花或数字图像设备测取叶盘切割件(3)的应力分布，确定振动疲劳考核位置应力大小与叶盘切割件(3)位移振幅之间的直线关系，通过求解直线方程获取试验应力下叶盘切割件(3)位移振幅；第三步，将叶盘切割件(3)激振至试验应力对应的位移振幅，直至叶盘切割件(3)产生明显疲劳裂纹或达到试验指定的循环数。
技术总结本发明属于力学性能测试技术领域，涉及一种整体叶盘振动疲劳强度评价方法。由叶盘切割件制备方法、叶盘切割件振动疲劳试验装置和叶盘切割件振动疲劳试验方法组成。通过对整体叶盘进行对称切分，获取若干个含有叶片和轮盘实体的叶盘切割件，作为整体叶盘振动疲劳强度评价的试验件；利用所述叶盘切割件振动疲劳试验装置对试验件进行激振以开展振动疲劳试验。本发明提出的整体叶盘振动疲劳强度评价方法可以有效降低整体叶盘性能研究和强度评价的成本，试验装置结构简单、高效、可靠，有效提升整体叶盘性能评价的可操作性。体叶盘性能评价的可操作性。体叶盘性能评价的可操作性。
技术研发人员：陈新 仲朝锋 苗伟 马思奇 郭宁 扬宪锋 许巍 何玉怀
受保护的技术使用者：中国航发北京航空材料研究院
技术研发日：2022.06.10
技术公布日：2022/11/1
