文献类型：期刊文章

作　　者：张部声[1,2] 秦秀云[3] 张呈波[1,2] 吴光耀[3] 潘容[3]

ZHANG Busheng;QIN Xiuyun;ZHANG Chengbo;WU Guangyao;PAN Rong(Tianjin Aerospace Relialability Technology Co.,Ltd.,Tianjin 300462,China;Beijing Institute of Structure and Environment Engineering,Beijing 100076,China;Sichuan Gas Turbine Research Institute,China Aero Engine Group Co.,Ltd.,Chengdu 610500,China)

机构地区：[1]天津航天瑞莱科技有限公司,天津300462 [2]北京强度环境研究所,北京100076 [3]中国航空发动机集团有限公司中国航发四川燃气涡轮研究院,成都610500

出　　处：《振动与冲击》

年　　份：2022

卷　　号：41

期　　号：17

起止页码：117-122

语　　种：中文

收录情况：BDHX、BDHX2020、CSCD、CSCD2021_2022、EI、IC、JST、RCCSE、SCOPUS、ZGKJHX、核心刊

摘　　要：针对某型发动机涡轮叶片高温下振动疲劳性能测试方法进行试验研究。搭建了涡轮叶片中值疲劳极限测量试验系统并建立了相应的试验流程,对比分析了涡轮叶片采用振幅和af值(叶片振幅a与第1阶固有频率f的乘积)两种疲劳应力表征方法的离散程度、偏差随温度的变化趋势,并对小子样升降法参数确定过程进行讨论。试验结果显示振幅作为疲劳应力表征方法的离散程度小,而且可通过常温下获得的振幅表征应力的关系去进行高温下的疲劳试验,其表征偏差位于±3%以内。以逐级加载法获得的疲劳极限预估值作为初始应力水平进行小子样升降法,获得该型涡轮叶片某温度下的中值疲劳极限为162.60 MPa,试验数据分散性小。该方法可为其它类型航空发动机叶片或零部件的高温下振动疲劳性能测试提供参考。

关 键 词：涡轮叶片 振动疲劳  中值疲劳极限  高温 发动机叶片

分 类 号：V231.95]