一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法技术

本发明专利技术属于航空发动机强度试验技术领域，公开了一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，包括以下步骤：S1、获取整机叶片安装方式，进行整机状态叶片振动特性有限元分析，计算得到整机状态下，叶片的应力主方向；S2、基于试验状态叶片安装方式，进行试验状态的叶片振动特征有限元分析，计算得到试验状态下叶片的应力主方向；S3、对比文分析判断整机状态下和试验状态下，叶片在的应力主方向的差异，对叶片在长度方向进行截短，重新计算叶片的应力主方向，直至二者相等；S4、对叶片进行截短加工，基于截短加工后的叶片进行振动疲劳试验。本发明专利技术不但可使试验状态与真实工作状态应力方向保持一致，而且还可以缩短试验周期和成本。本。本。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法


[0001]本专利技术属于航空发动机强度试验
，具体涉及一种发动机叶片振动疲劳试验方法，更具体地说，是一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法。

技术介绍

[0002]航空发动机被誉为现代工业皇冠上的明珠，是飞机的心脏，是一种高速旋转的热力机械装置，基于其处在高温、高压、高转速的恶劣环境中，叶片的振动故障一直是发动机的最常见故障之一，由叶片振动故障引发的掉块、裂纹等一直威胁着发动机整机的安全，因此在发动机研制过程中会开展大量的叶片振动疲劳试验，可确定该型叶片在置信度95％、存活率50％时的中值疲劳强度，以评价其结构设计、材料选型、制造工艺的合理性，为叶片全在发动机全寿命周期内安全可靠工作提供技术保障。
[0003]目前叶片振动疲劳试验主要采取一端夹持固定，另一端自由的约束方式，参见文献：杨伟新,李彦,王平. 一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法[J]. 噪声与振动控制, 2017,37(5):214
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218以及文献：李思路，程礼，刘景元. 平板叶片非线性振动及疲劳试验本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、获取整机叶片安装方式，设置与整机工作一直的边界条件，进行整机状态叶片振动特性有限元分析，获得整机状态下叶片的振动应力参数，并根据其计算得到整机状态下，叶片的应力主方向；S2、基于试验状态叶片安装方式，进行试验状态的叶片振动特征有限元分析，获得试验状态下叶片的振动应力参数，并根据其计算得到试验状态下，叶片的应力主方向；S3、对比文分析判断整机状态下和试验状态下，叶片在的应力主方向是否相等，若不相等，则对叶片在长度方向进行截短，并返回步骤S2重新计算叶片的应力主方向，若相等，则进入步骤S4；S4、根据应力主方向相等时的叶片长度，对叶片进行截短加工，基于截短加工后的叶片进行振动疲劳试验。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，所述步骤S1和步骤S2中，获取的振动应力参数包括叶片的固有振动频率、振型、相对振动应力以及应力方向。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，所述步骤S1和步骤S2中，计算叶片的应力主方向时，以叶片的第一节振动模态为研究对象。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑晓霞，李志强，王寅超，兰海强，韩耀昆，
申请(专利权)人：太原理工大学，
类型：发明
国别省市：