本发明涉及航空发动机叶片夹具，涉及一种航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构。
背景技术：
某发动机叶片研制过程中，为考核叶片的疲劳性能，预估叶片的疲劳储备，进行了疲劳性能考核试验研究工作。但试验过程中，轴径与缘板连接处连续出现断裂故障，导致试验无法进行。解决轴径处的断裂问题是疲劳试验能否通过的技术关键，也是保证叶片顺利装机长试的重要因素。该薄厚可调叶片两端轴径较细，叶身质量较重，且轴径为叶片疲劳试验的安装处。分析认为，振动试验过程中叶片安装部位—轴径承受着较大的压应力、剪切应力及微动磨损，这三种力是轴径断裂的主要原因，因此对叶片的轴径和夹具进行了设计改进。试验证明，轴径尺寸的改变并未对叶身的应力分布产生影响，因此改进方法有效，最终顺利完成了叶片的疲劳性能检验，保证了研制任务的顺利完成。
薄厚可调叶片为双轴径叶片，如图1所示，轴径为疲劳试验的夹持部位，目前的疲劳试验夹持方式包括双端夹持和单端夹持，但是试验过程中轴径多次出现裂纹。当叶片长度超过180mm时,可适当截短，如图3所示。因此我们将叶片从中间截断，将截断叶片的大端作为疲劳考核对象，采用一端轴径夹持的试验方法，使整个叶身处于悬臂状态，如图4所示。但是振动疲劳试验过程中叶片承受较大的交变载荷，轴径与缘板连接处存在应力集中和剪切应力，轴径与压块产生微动磨损，这几种因素使叶片轴径与缘板连接处产生微裂纹最终导致断裂如图5所示。
技术实现要素：
为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构。
具体技术方案如下：
一种航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构，所述薄厚可调叶片的大轴径与缘板之间没有直角台阶，大轴径的直径尺寸增加至与缘板相同；所述夹具将整体压块分成上压块和下压块，上压块和下压块之间增加两组定位销限制定位，上压块和下压块各自开半圆槽，上下扣合后将截短叶片的大轴径咬合。
所述上压块和下压块与大轴径接触处加工出r5的倒角。
与现有技术相比，本发明具有如下有益技术效果：
本发明薄厚可调叶片的大轴径与缘板之间没有直角台阶，大轴径的直径尺寸增加至与缘板相同，增加了轴径的强度，消除轴径与缘板处的应力集中，解决了叶片易断裂的问题。夹具将整体压块分成上压块和下压块，上压块和下压块之间增加两组定位销限制定位，上压块和下压块各自开半圆槽，上下扣合后将截短叶片的大轴径咬合，避免了压块受螺栓夹紧力的作用会产生一定的旋转角度，导致夹具压块与叶片轴径产生的微动磨损，损伤叶片。通过薄厚可调叶片叶片轴径与夹具的改进，顺利的完成了叶片疲劳考核试验研究工作，为叶片研制节省了大量的宝贵时间，为叶片装机长试提供了重要的依据。
附图说明
图1为薄厚可调叶片结构示意图；
图2为两端装夹夹具安装示意图；
图3为截短叶片结构示意图；
图4为单端装夹夹具安装示意图；
图5为单端装夹裂纹位置示意图；
图6为叶片轴径改进前后结构示意图；
图7为本发明夹具主视图；
图8为本发明夹具俯视图；
图中，1—大轴径；2—小轴径；3—缘板；4—两端装夹夹具；5—截短叶片；6—单端装夹夹具；7—压块；8—螺栓；9—上压块；10—下压块；11—定位销；12—倒角。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行详细说明，但本发明的保护范围不受附图所限。
本发明航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构，所述薄厚可调叶片的大轴径1与缘板3之间没有直角台阶，如图6所示。大轴径1的直径尺寸增加至与缘板3相同；所述夹具将整体压块7分成上压块9和下压块10，上压块9和下压块10之间增加两组定位销11限制定位，上压块9和下压块10各自开半圆槽，上下扣合后将截短叶片5的大轴径1咬合，如图7所示。
所述上压块9和下压块10与大轴径1接触处加工出r5的倒角12，如图8所示。
通过薄厚可调叶片叶片轴径与夹具的改进，顺利的完成了叶片疲劳考核试验研究工作，为叶片研制节省了大量的宝贵时间，为叶片装机长试提供了重要的依据。
1.一种航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构，其特征在于：所述薄厚可调叶片的大轴径与缘板之间没有直角台阶，大轴径的直径尺寸增加至与缘板相同；所述夹具将整体压块分成上压块和下压块，上压块和下压块之间增加两组定位销限制定位，上压块和下压块各自开半圆槽，上下扣合后将截短叶片的大轴径咬合。
2.根据权利要求1所述的航空发动机薄厚可调叶片疲劳性能考核夹具结构，其特征在于：所述上压块和下压块与大轴径接触处加工出r5的倒角。
技术总结