(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211016086.8 (22)申请日 2022.08.24 (66)本国优先权数据 202210406903.4 2022.04.18 CN (71)申请人 中国航发沈阳发动机 研究所 地址 110015 辽宁省沈阳市沈河区万 莲路1 号 (72)发明人 王威　康滨鹏　葛长闯　董自超　 迟庆新　耿瑞　曹航　宋洋　 吴云伍　李莹　王海旭　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 专利代理师 王伟立 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01)G06F 30/23(2020.01) G06F 30/15(2020.01) G06F 119/04(2020.01) G06F 119/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试 验件 (57)摘要 本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶 身强度模拟试验件， 包括： 用于模拟真实涡轮叶 片不同考核截面结构特征的叶身考核段； 设置在 叶身考核段的上下两侧的加载叶冠， 用于与试验 夹具安装以实现机械载荷的加载； 设置在叶身考 核段与加载叶冠之间的连接倒圆， 用于将施加于 加载叶冠的载荷传递至叶身考核段； 在叶身考核 段内设置的通气腔及内腔隔板， 其在叶身考核 段 内形成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷 却； 加载叶冠的外端面形成集气盒安装面， 通过 与集气盒及通气接头连接实现冷却气流入流出， 加载叶冠的内端面形成试验夹具安装面， 其与试 验夹具装配并实现传递载荷， 加载叶冠的侧端面 形成试验夹具定位面， 实现试验件与试验夹具的 轴向与周向有效定位。 权利要求书1页 说明书3页 附图2页 CN 115358023 A 2022.11.18 CN 115358023 A 1.一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验 件， 其特征在于， 包括： 用于模拟真实涡轮叶片不同考核截面结构特 征的叶身考核段； 设置在叶身考核段的上下两侧的加载叶冠， 所述加载叶冠用于与试验夹具安装以实现 机械载荷的加载； 设置在叶身考核段与加载叶冠之间的连接倒圆， 所述连接倒圆用于将施加于加载叶冠 的载荷传递至叶身考核段； 在叶身考核段内设置的通气腔及内腔隔板， 所述通气腔及内腔隔板在叶身考核段内形 成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷却； 其中， 所述加载叶冠的外端面形成集气盒安装面， 所述集气盒安装面通过与集气盒及 通气接头连接实现冷却气流入流出， 所述加载叶冠 的内端面形成试验夹具安装面， 所述试 验夹具安装面与试验夹具装配并实现传递载荷， 所述加载叶冠的侧端面形成试验夹具定位 面， 所述试验夹具定位面实现试验件与试验夹具 的轴向与周向有效定位， 保障加载过程试 验件稳定性。 2.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件， 其特征在于， 所述叶 身考核段与真实涡轮叶片的叶身中 需要考核部位的截面构型相同。 3.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件， 其特征在于， 所述加 载叶冠为矩形 形状。 4.如权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件， 其特征在于， 所述连 接倒圆的结构强度高于或不低于叶身考核段的结构强度。 5.如权利要求4所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件， 其特征在于， 所述连 接倒圆通过采用强度不低于或大于所述叶身考核段材料强度的材料， 实现连接倒圆的结构 强度不低于或大于叶身考核段的结构强度。 6.如权利要求4所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件， 其特征在于， 通过增 加所述连接倒圆的结构厚度， 实现连接倒圆的结构强度不低于或大于所述叶身考核段的结 构强度。 7.如权利要求5或6所述的航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件， 其特征在于， 所 述连接倒圆通过焊接的方式与叶身考核段和 加载叶冠实现结构间的固定 。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115358023 A 2一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件 技术领域 [0001]本申请属于航空发动机强度设计领域， 特别涉及 一种航空发动机涡轮叶片叶身强 度模拟试验 件。 背景技术 [0002]涡轮叶片是航空发动机最关键的零部件之一， 在试验室环境下开展涡轮叶片的寿 命模拟试验是实现涡轮叶片从材料到构件、 再到整机验证正向设计的关键步骤， 且相比整 机试车， 模拟试验具有 试验成本低、 可研究性 强， 研究成果对于涡轮叶片的正向设计和寿命 评估预测具有重要意 义。 [0003]为了满足涡轮苛刻工况环境下的使用需要， 涡轮叶片往往具有复杂的空间 曲面结 构和复杂服役工况， 在试验室环境下开展真实叶片寿命模拟试验需解决应力场和温度场的 模拟等问题。 [0004]现有技术中通过焊接或铸造叶冠对叶片进行加载， 导致外加叶冠与叶片 连接处可 能成为薄弱部位， 试验过程中易在此处提前破坏； 对于具有明显弯扭和 其他设计特征 的叶 片结构而言， 加载过程势必会导致叶形截面上 的载荷传递过程变得复杂， 试验截面应力和 温度分布难以满足预期； 由于试验件结构特征和试验过程等多项影响因素不明确， 导致 目 前试验结果无法得到明确结论。 发明内容 [0005]本申请的目的是提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件， 以解决或 减轻背景技 术中的至少一个问题。 [0006]本申请的技 术方案是： 一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验 件， 包括： [0007]用于模拟真实涡轮叶片不同考核截面结构特 征的叶身考核段； [0008]设置在叶身考核段的上下两侧的加载叶冠， 所述加载叶冠用于与试验夹具安装以 实现机械载荷的加载； [0009]设置在叶身考核段与加载叶冠之间的连接倒圆， 所述连接倒圆用于将施加于加载 叶冠的载荷 传递至叶身考核段； [0010]在叶身考核段内设置的通气腔及内腔隔板， 所述通气腔及内腔隔板在叶身考核段 内形成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷却； [0011]其中， 所述加载 叶冠的外端面形成集气盒安装面， 所述集气盒安装面通过与集气 盒及通气接头连接实现冷却气流入流出， 所述加载叶冠 的内端面形成试验夹具安装面， 所 述试验夹具安装面与试验夹具装配并实现传递载荷， 所述加载叶冠的侧端面形成试验夹具 定位面， 所述试验夹具定位面实现试验件与试验夹具 的轴向与周向有效定位， 保障加载过 程试验件稳定性。 [0012]进一步的， 所述叶身考核段与真实涡轮叶片的叶身中需要考核部位的截面构型相 同。说　明　书 1/3 页 3 CN 115358023 A 3