技术摘要：
本申请属于航空发动机强度、寿命设计技术领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片取样夹具，用于对具有预定取样位置的涡轮叶片进行夹持，包括：呈六面体形的本体部，在本体部顶面上凹陷设置有榫槽，从本体部的底部设置有固定用螺栓孔，固定用螺栓孔从本体部底面由下至上  全部
背景技术：
材料性能是航空发动机结构强度设计的基础，是保障强度设计精度的重要输入之 一，众所周知涡轮叶片真实构件性能与标准件性能存在差异，尤其涡轮叶片，结构复杂且采 用定向、单晶等先进高温合金材料。因此，从实际涡轮叶片上获取试件进行力学性能试验， 才能真实地反映叶片的力学性能、表面光洁度、晶体取向、薄壁效应等实际情况，得到真实、 可靠的试验数据，用以支持发动机强度的设计和寿命预测。 但是，真实叶片取样技术难点在于涡轮叶片结构十分复杂，多为空心叶片，又弯又 扭且含有气膜孔、隔板、扰流柱等特殊结构，而取样试样本身为小尺寸非标件，试验分散性 较大，从而导致现有的一些取样夹具至少存在如下问题： 1)现有取样夹具只适用于取样位置比较平整部位，取样位置局限性较大，如叶片 寿命损伤更严重的前缘部位适用性差； 2)现有取样夹具夹持部位无法固定，导致后续无法保障取样位置的定位一致性； 3)现有取样夹具定位面较少，取样时夹具的装夹和定位可操作性差，导致取样精 度降低。 综上，需研究一种新取样夹具，解决取样的规范性与一致性，以保障获得结果数据 的有效性和精度。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片取样夹 具。 本申请公开了一种航空发动机涡轮叶片取样夹具，用于对具有预定取样位置的涡 轮叶片进行夹持，取样夹具包括呈六面体形的本体部，在所述本体部顶面上凹陷设置有榫 槽，作为榫头夹持段，从所述本体部的底部设置有固定用螺栓孔，所述固定用螺栓孔从所述 本体部底面由下至上垂直贯穿至所述榫槽内。 根据本申请的至少一个实施方式，所述榫槽的长度方向是与所述本体部上表面平 行的水平方向，其长度方向一端口贯穿所述本体部的一个侧面，另一端口位于所述本体部 内，且在端部具有垂直所述本体部上表面的榫头侧面定位面，用于与涡轮叶片的榫头侧面 配合。 根据本申请的至少一个实施方式，所述本体部六面体所在的空间坐标系与涡轮叶 片空间坐标系一致，其X方向为轴向，Y方向为周向，Z方向为径向，从而在本体部中形成有： 位于相对侧面的两个YOZ平面定位面； 位于相对侧面的两个XOZ平面定位面；以及 3 CN 111551391 A 说　明　书 2/4 页 位于底面的1个XOY平面定位面。 根据本申请的至少一个实施方式，所述本体部的YOZ平面定位面用于调整取样位 置与涡轮叶片YOZ平面的空间角度，所述本体部的XOZ平面定位面用于调整取样位置与涡轮 叶片XOZ平面的空间角度，XOY平面定位面调整取样位置与叶片XOY平面的空间角度。 根据本申请的至少一个实施方式，所述榫槽的长度方向的一端口位于一个XOZ平 面定位面上。 根据本申请的至少一个实施方式，所述榫槽的长度方向的一端口向另一端口的延 伸方向，与所述预定取样位置中具体的取样位置相适配。 根据本申请的至少一个实施方式，所述预定取样位置包括涡轮叶片隔板、盆侧、背 侧以及前缘位置。 本申请至少存在以下有益技术效果： 1)适用的取样位置范围更广，更能满足工程实际需求； 2)取样定位精度高； 3)同一取样位置多次取样定位一致； 4)取样夹具使用时具有良好的可操作性，实现取样规范性和一致性，工程适用性 强。 附图说明 图1是本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具中取样位置为隔板时的结构示意图； 图2是本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具中取样位置为尾缘背侧时的结构示意 图； 图3是本申请航空发动机涡轮叶片取样夹具中取样位置为前缘时的结构示意图。