【技术实现步骤摘要】
本申请属于航空发动机带冠涡轮叶片抗高周试验验证，具体涉及一种航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法。
技术介绍
1、航空发动机中为追求重量及其尺寸优势，设计采用单级高负荷涡轮叶片，同时为了避免叶片振动，设计采用大展弦比带冠结构，即为带冠涡轮叶片。
2、针对带冠涡轮叶片抗高周验证，当前规划有与抗高周相关的零部件、部件、整机试验，对叶片的疲劳性能、振动应力、抗高周能力验证提供指导，但存在验证项目不全面，验证进度与航空发动机研制进度不匹配等问题，易出现验证不及时、验证不充分、验证过度等情况，造成航空发动机研制进度滞后、试验资源浪费等问题。
3、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
4、需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
2、本申请的技术方案是：
3、一种航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，包括：
4、从材料级、模拟件级、零件级、部件级、整机级五个维度梳理试验项目，构建试验项目库，其中，针对材料级包括耐磨层摩擦磨损试验，针对模拟件级包括典型应力集中部位疲劳性能试验
5、从航空发动机全寿命周期管理角度出发，对试验项目进行规划，设计耐磨层磨察磨损试验包括材料摩擦性能测试，在方案设计阶段确定耐磨层材料后进行；
6、典型应力集中部位疲劳性能试验包括典型部位疲劳性能试验，在初样机设计初始阶段进行；
7、构件振动疲劳试验包括构件振动疲劳性能试验，在初样机初始阶段进行；振动疲劳性能检验标准制定试验，在初样机转为正样机后进行；构件振动疲劳性能变化确认试验，在任务试验阶段进行；振动疲劳性能批次检验试验，在使用维护阶段进行；
8、构件扭转刚度试验包括扭转刚度修正试验，在初样机拿到实物后进行；
9、构件振动特性试验包括振动特性修正试验，在初样机拿到实物后进行；
10、旋转激励试验器试验，包括旋转激励阻尼效果验证试验，在初样机阶段进行；
11、整机动应力测试，包括整机阻尼效果验证试验，在初样机阶段进行，叶冠紧度维修标准确定试验，在初样机后期进行；
12、整机高循环疲劳试车包括持久试车抗高循环疲劳能力验证试验，在初样机阶段，整机动应力测试获得叶片共振转速区间后进行；抗高循环疲劳能力专项验证试验，在正样机阶段进行；
13、飞行验证包括初步飞行验证试验，在性能鉴定阶段进行；全面飞行验证试验，在列装定型阶段进行。
14、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法中，耐磨层磨察磨损试验，还包括材料摩擦性能细化测试。一般①材料摩擦性能测试温度间隔较大，在进行整机阻尼效果验证试验，获得整机动应力测结果后进行。
15、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法中，典型应力集中部位疲劳性能试验还包括正样机前典型部位疲劳性能确认试验，在进行整机阻尼效果验证试验，重新认定薄弱位置后进行；鉴定前典型部位疲劳性能确认试验，在正样机阶段，结构、环境发生重大变化后进行。
16、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法中，构件扭转刚度试验，还包括正样机前扭转刚度确认试验，在初样机末期，结构相比前期发生变化时进行；鉴定前扭转刚度确认试验，在正样机相比初样机末期发生结构变化时进行。
17、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法中，构件振动特性试验还包括正样机前振动特性确认试验，在初样机末期，结构相比前期发生变化时进行；鉴定前振动特性确认试验，正样机相比初样机末期发生结构变化时进行。
18、根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法中，整机高循环疲劳试车还包括特殊情况再次开展抗高循环疲劳能力试验，遇特殊情况正样机阶段发生了高周问题，采取改进措施后进行。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，
4.根据权利要求1所述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，
5.根据权利要求1所述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，
6.根据权利要求1所述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的航空发动机带冠涡轮叶片抗高周全寿命周期试验验证方法，其特征在于，
【专利技术属性】
技术研发人员：曹茂国，丛佩红，靳力，郭勇，陈育志，赵宝建，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。