一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备

1.本发明涉及航空检测领域，尤其涉及一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备。


背景技术：

2.航空发动机的涡轮叶片主要有两部分组成，分别是进行动力工作的工作叶片和进行方向指引的导向叶片，这两部分设计的好坏至关重要，能够在一定的程度上提高发动机的推力，更有利于航空器的飞行。
3.发动机工作时，由于经常起动、加速、减速、停车以及其他条件的影响，会使涡轮各部件承受复杂的循环载荷作用，使得叶片经受大量弹性应力循环，最终引起高周疲劳、低周疲劳或热疲劳，使得涡轮叶片断裂，无法保证航空飞行安全性，因此在航空器飞行一段时间后，需要对发动机进行全面的检查，尤其是在蜗轮叶片中需要检测是否因运行过程出现裂痕，防止航空器在后续飞行过程中出现意外，目前针对蜗轮叶片装机使用前，均需要对蜗轮叶片进行疲劳度极限的测试，以此来判断蜗轮叶片的使用寿命，目前针对航空发动机蜗轮叶片的测试时间周期极长，少则数月多则半年，由于在测试过程中需要模拟高空中的各种复杂环境，来获得准确的测试数据，而现有的测试条件极为单一，无法多项融合，导致测试数据获取并不准确。


技术实现要素：

4.为了克服航空发动机涡轮叶片疲劳检测环境单一、无法多项融合的缺点，提供一种能够缩短测试周期、测试数据准确的应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备。
5.本发明的技术实施方案为：一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，包括有底座、支架、固定轴盘、第一电机、皮带轮组、保护壳、涡轮叶片、螺栓、叶片固定盘、撑开组件和加热组件，底座上两侧均对称固接支架，支架上转动式连接固定轴盘，两个固定轴盘通过螺栓共同固定叶片固定盘，叶片固定盘上安装涡轮叶片，底座上设有第一电机，第一电机通过皮带轮组和一侧的固定轴盘进行传动，底座上设置用于防止叶片断裂飞溅造成危险的保护壳，叶片固定盘置于保护壳内，底座上设置用于分离固定轴盘的撑开组件，保护壳上设置用于模拟高温的加热组件。
6.更为优选的是，所述保护壳可对半滑动开合，固定轴盘与保护壳滑动式连接，保护壳上设置用于锁紧的门栓。
7.更为优选的是，所述固定轴盘与所述支架连接处采用轴承进行连接，固定轴盘上设有条形凸起，固定轴盘与轴承滑动式连接。
8.更为优选的是，所述皮带轮组由两个皮带轮分别设置在第一电机的输出轴和固定轴盘上，通过绕接平皮带进行传动，其中固定轴盘上的皮带轮采用滑动式连接的方式进行连接。
9.更为优选的是，所述撑开组件包括有电动推杆、连接板、固定板、齿条、定位板和齿
轮，底座上设置电动推杆，固定轴盘上均固接固定板，固定板上固接齿条，电动推杆的输出端固接连接板，连接板与一侧的固定板连接，底座上固接定位板，定位板上转动式连接齿轮，两根齿条呈上下相对平行的角度与齿轮啮合。
10.更为优选的是，所述加热组件包括有通风管道和加热器，保护壳两侧均设置用于排风的通风管道，保护壳顶部设置加热器。
11.更为优选的是，还包括有触发组件，保护壳内设置用于感应涡轮叶片断裂后关闭第一电机的触发组件；所述触发组件包括有滑动板、第一弹簧和金属感应开关，保护壳内部侧壁上设有滑槽，滑槽内滑动式连接滑动板，滑动板和滑槽之间设有第一弹簧，保护壳内部侧壁上设置用于感应断裂后掉落的金属制涡轮叶片的金属感应开关，金属感应开关与第一电机电连接。
12.更为优选的是，还包括有振动组件，底座上设置用于模拟涡轮叶片振动测试的振动组件；所述振动组件包括有支座、第二电机、凸轮、滑动块、夹板、第二弹簧和丝杆握把，底座上固接支座，底座上设有第二电机，第二电机的输出轴上键接凸轮，支座上滑动式连接滑动块，滑动块与支座之间设有第二弹簧，滑动块底部和凸轮接触，滑动块顶部固接夹板，夹板上设有用于收紧夹板的丝杆握把。
13.与现有技术相比，本发明具有如下优点：在加热组件和固定轴盘的作用下，运用多种测试条件并将其融合在一起进行检测，更加能够模拟真实的测试环境，缩短了检测环境的频繁更换，降低了检测周期，并且能够获得更加准确的数据。
14.在振动组件的作用下，模拟不同的振动频率，以此来检测出蜗轮叶片的极限振动疲劳度，进一步的提升了检测数据准确性。
附图说明
15.图1为本发明的第一种情况立体结构示意图。
16.图2为本发明的保护壳和触发组件立体结构示意图。
17.图3为本发明的第二种情况立体结构示意图。
18.图4为本发明的固定轴盘、螺栓、蜗轮叶片和叶片固定盘立体结构示意图。
19.图5为本发明的撑开组件立体结构示意图。
20.图6为本发明的加热组件立体结构示意图。
21.图7为本发明的触发组件立体结构示意图。
22.图8为本发明的振动组件立体结构示意图。
23.图9为本发明的滑动块、夹板和丝杆握把立体结构示意图。
24.附图中各零部件的标记如下：1、底座，2、支架，3、固定轴盘，4、第一电机，5、皮带轮组，6、保护壳，61、门栓，7、涡轮叶片，8、螺栓，81、叶片固定盘，9、撑开组件，91、电动推杆，92、连接板，93、固定板，94、齿条，95、定位板，96、齿轮，10、加热组件，101、通风管道，102、加热器，11、触发组件，111、滑槽，112、滑动板，113、第一弹簧，114、金属感应开关，12、振动组件，121、支座，122、第二电机，123、凸轮，124、滑动块，125、夹板，126、第二弹簧，127、丝杆握把。
具体实施方式
25.下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
26.实施例1
27.一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，如图1-图4所示，包括有底座1、支架2、固定轴盘3、第一电机4、皮带轮组5、保护壳6、涡轮叶片7、螺栓8、叶片固定盘81、撑开组件9和加热组件10，底座1上两侧均对称栓接支架2，支架2上转动式连接固定轴盘3，固定轴盘3与支架2连接处采用轴承进行连接，固定轴盘3上设有条形凸起，固定轴盘3与轴承滑动式连接，两个固定轴盘3通过螺栓8共同固定叶片固定盘81，叶片固定盘81上安装涡轮叶片7，底座1上安装第一电机4，第一电机4通过皮带轮组5和一侧的固定轴盘3进行传动，皮带轮组5由两个皮带轮分别设置在第一电机4的输出轴和固定轴盘3上，通过绕接平皮带进行传动，其中固定轴盘3上的皮带轮采用滑动式连接的方式进行连接，底座1上设置用于防止叶片断裂飞溅造成危险的保护壳6，保护壳6可对半滑动开合，固定轴盘3与保护壳6滑动式连接，保护壳6上设置用于锁紧的门栓61，叶片固定盘81置于保护壳6内，底座1上设置用于分离固定轴盘3的撑开组件9，保护壳6上设置用于模拟高温的加热组件10。
28.如图1、图5所示，所述撑开组件9包括有电动推杆91、连接板92、固定板93、齿条94、定位板95和齿轮96，底座1上设置电动推杆91，固定轴盘3上均固接固定板93，固定板93上焊接齿条94，电动推杆91的输出端固接连接板92，连接板92与左侧的固定板93连接，电动推杆91伸出会通过连接板92拉动固定板93，使得齿条94发生位移，底座1上固接定位板95，定位板95上转动式连接齿轮96，两根齿条94呈上下相对平行的角度与齿轮96啮合。
29.如图1、图6所示，所述加热组件10包括有通风管道101和加热器102，保护壳6两侧均设置用于排风的通风管道101，处于保护壳6左侧的为进风管道，处于保护壳6右侧的为出风管道，保护壳6顶部设置用于模拟涡轮叶片7运行时处于高温环境的加热器102。
30.航空发动机涡轮叶片7安装是以单片并且活动式安装在叶片固定盘81上，将涡轮叶片7安装好之后，拉动保护壳6打开，启动电动推杆91，电动推杆91的输出杆将推动连接板92拉动一侧的固定板93、齿条94和固定轴盘3，由于齿轮96啮合上下两侧的齿条94，当一侧齿条94向左移动时，另一侧齿条94向右移动，使得固定轴盘3相互分离，将已经装好涡轮叶片7的叶片固定盘81置于两个固定轴盘3之间，通过螺栓8拧紧固定，防止测试过程出现脱落，固定完成之后将保护壳6关闭锁紧，随后启动第一电机4通过皮带轮组5对固定轴盘3进行高速转动，同时启动加热器102，加热器102在保护壳6密闭的环境下产生上千摄氏度的高温，模拟涡轮叶片7在运行时的高温环境下产生的影响，涡轮叶片7在转动的过程中产生的高速气流由通风管道101排出，左侧的通风管道101为进气口，并由外接的气泵向内注气，右侧的通气管道为排风口，采用自然释放的方式进行，这样在局部形成气压差，能够模拟航天器在高空运行时的涡轮叶片7受到气压差，依照上述的使用方式制定检测方案，采用循环定时测试的方式，每一轮新的测试增加运行时长、调高温度以及增加气压，每结束一轮测试通过ct检测对涡轮叶片7的变化记录数据，测试过程直到叶片断裂或出现致命性损伤即可停止，以此检测出涡轮叶片7的极限疲劳度，通过上述方式，运用多种测试条件并将其融合在
一起进行检测，更加能够模拟真实的测试环境，缩短了检测环境的频繁更换，降低了检测周期，并且能够获得更加准确的数据。
31.实施例2
32.在实施例1的基础之上，如图1、图7所示，还包括有触发组件11，保护壳6内设置用于感应涡轮叶片7断裂后关闭第一电机4的触发组件11；所述触发组件11包括有滑动板112、第一弹簧113和金属感应开关114，保护壳6内部侧壁上设有滑槽111，滑槽111内滑动式连接滑动板112，滑动板112和滑槽111之间设有第一弹簧113，第一弹簧113的作用在于涡轮叶片7高速转动会产生高速气流，使得保护壳6内部处于高压状态，通过排气管不能够快速排气，此时的第一弹簧113提供缓冲的空间保持内部结构的稳定，保护壳6内部侧壁上设置用于感应断裂后掉落的金属制涡轮叶片7的金属感应开关114，金属感应开关114与第一电机4电连接，用于控制第一电机4的关闭。
33.如图1、图8、图9所示，还包括有振动组件12，底座1上设置用于模拟涡轮叶片7振动测试的振动组件12；所述振动组件12包括有支座121、第二电机122、凸轮123、滑动块124、夹板125、第二弹簧126和丝杆握把127，底座1上焊接支座121，底座1上安装第二电机122，第二电机122的输出轴上键接凸轮123，支座121上滑动式连接滑动块124，滑动块124与支座121之间绕设可供滑动块124复位的第二弹簧126，滑动块124底部和凸轮123接触，在凸轮123转动的过程中滑动块124呈规律性的上下滑动，滑动块124顶部焊接夹板125，夹板125上螺纹式连接用于收紧夹板125的丝杆握把127，将蜗轮叶片7放置在夹板125之间，并通过丝杆握把127拧紧固定，启动第二电机122后，凸轮123转动使得被夹紧的蜗轮叶片7呈规律性的振动。
34.在对航空发动机涡轮叶片7进行多项条件融合检测的过程中，若是出现叶片意外断裂，涡轮叶片7在最终落在滑动板112上，金属感应开关114感应到金属制的涡轮叶片7将关闭第一电机4，以此来终止测试，在制定的检测方案中，采用振动组件12增加一项振动测试，将单根涡轮叶片7拆卸下后，夹紧固定在夹板125上，启动第二电机122进行高速转动，同样的跟随制定的检测方案在每一轮测试过程中逐步增加第二电机122的转速，模拟不同的振动频率，以此来检测出涡轮叶片7的极限振动疲劳度。
35.尽管已经参照本公开的特定示例性实施例示出并描述了本公开，但是本领域技术人员应该理解，在不背离所附权利要求及其等同物限定的本公开的精神和范围的情况下，可以对本公开进行形式和细节上的多种改变。因此，本公开的范围不应该限于上述实施例，而是应该不仅由所附权利要求来进行确定，还由所附权利要求的等同物来进行限定。

技术特征：
1.一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，包括有底座、支架和固定轴盘，底座上两侧均对称固接支架，支架上转动式连接固定轴盘，其特征是，还包括有第一电机、皮带轮组、保护壳、涡轮叶片、螺栓、叶片固定盘、撑开组件和加热组件，两个固定轴盘通过螺栓共同固定叶片固定盘，叶片固定盘上安装涡轮叶片，底座上设有第一电机，第一电机通过皮带轮组和一侧的固定轴盘进行传动，底座上设置用于防止叶片断裂飞溅造成危险的保护壳，叶片固定盘置于保护壳内，底座上设置用于分离固定轴盘的撑开组件，保护壳上设置用于模拟高温的加热组件。2.按照权利要求1所述的一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，其特征是，所述保护壳可对半滑动开合，固定轴盘与保护壳滑动式连接，保护壳上设置用于锁紧的门栓。3.按照权利要求1所述的一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，其特征是，所述固定轴盘与所述支架连接处采用轴承进行连接，固定轴盘上设有条形凸起，固定轴盘与轴承滑动式连接。4.按照权利要求1所述的一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，其特征是，所述皮带轮组由两个皮带轮分别设置在第一电机的输出轴和固定轴盘上，通过绕接平皮带进行传动，其中固定轴盘上的皮带轮采用滑动式连接的方式进行连接。5.按照权利要求1所述的一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，其特征是，所述撑开组件包括有电动推杆、连接板、固定板、齿条、定位板和齿轮，底座上设置电动推杆，固定轴盘上均固接固定板，固定板上固接齿条，电动推杆的输出端固接连接板，连接板与一侧的固定板连接，底座上固接定位板，定位板上转动式连接齿轮，两根齿条呈上下相对平行的角度与齿轮啮合。6.按照权利要求1所述的一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，其特征是，所述加热组件包括有通风管道和加热器，保护壳两侧均设置用于排风的通风管道，保护壳顶部设置加热器。7.按照权利要求1所述的一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，其特征是，还包括有触发组件，保护壳内设置用于感应涡轮叶片断裂后关闭第一电机的触发组件；所述触发组件包括有滑动板、第一弹簧和金属感应开关，保护壳内部侧壁上设有滑槽，滑槽内滑动式连接滑动板，滑动板和滑槽之间设有第一弹簧，保护壳内部侧壁上设置用于感应断裂后掉落的金属制涡轮叶片的金属感应开关，金属感应开关与第一电机电连接。8.按照权利要求7所述的一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，其特征是，还包括有振动组件，底座上设置用于模拟涡轮叶片振动测试的振动组件；所述振动组件包括有支座、第二电机、凸轮、滑动块、夹板、第二弹簧和丝杆握把，底座上固接支座，底座上设有第二电机，第二电机的输出轴上键接凸轮，支座上滑动式连接滑动块，滑动块与支座之间设有第二弹簧，滑动块底部和凸轮接触，滑动块顶部固接夹板，夹板上设有用于收紧夹板的丝杆握把。

技术总结
本发明涉及航空检测领域，尤其涉及一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备。提供一种能够缩短测试周期、测试数据准确的应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备。一种应用于航空发动机涡轮叶片的疲劳度检测设备，包括有底座、支架、固定轴盘、叶片固定盘、涡轮叶片和螺栓等；底座上两侧均对称固接支架，支架上转动式连接固定轴盘，两个固定轴盘通过螺栓共同固定叶片固定盘，叶片固定盘上安装涡轮叶片。在加热组件和固定轴盘的作用下，运用多种测试条件并将其融合在一起进行检测，更加能够模拟真实的测试环境，缩短了检测环境的频繁更换，降低了检测周期，并且能够获得更加准确的数据。的数据。的数据。


技术研发人员：李保军 杜军 郝顺义 臧洁
受保护的技术使用者：中国人民解放军空军工程大学
技术研发日：2023.05.04
技术公布日：2023/8/13