文献类型：期刊文章

作　　者：张部声[1] 祝济之[1] 史剑[2] 陈官峰[2] 米春虎[2] 崔修斌[1]

ZHANG Busheng;ZHU Jizhi;SHI Jian;CHEN Guanfeng;MI Chunhu;CUI Xiubin(Tianjin Aerospace Reliability Technology Company Limited,Tianjin 300462,China;Sichuan Gas Turbine Establishment,Aero Engine Corporation of China,Chengdu 610500,China)

机构地区：[1]天津航天瑞莱科技有限公司,天津300462 [2]中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院,成都610500

出　　处：《航空动力学报》

年　　份：2020

期　　号：6

起止页码：1169-1175

语　　种：中文

收录情况：AJ、BDHX、BDHX2017、CAS、CSCD、CSCD2019_2020、EI、IC、JST、RCCSE、SCOPUS、ZGKJHX、核心刊

摘　　要：以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。

关 键 词：发动机叶片 高温高周  振动疲劳  疲劳极限  寿命曲线  发动机零部件

分 类 号：V231.95]