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涡轮叶片高温低循环疲劳蠕变寿命试验评定
涡轮叶片高温低循环疲劳/蠕变寿命试验评定
利用试验方法确定了某型发动机Ⅱ级涡轮叶片高温低循环疲劳寿命,试验计入了高温蠕变的影响.为了缩短试验时间,按照损伤等效原则,确定了等效加速试验载荷谱.试验是在采用感应加热、液压加载的菲利轮试验器上进行的.采用对数正态分布和威布尔分布对试验结果进行了统计分析,给出了置信度为95%、可靠度为99.87%的叶片安全使用寿命.
作者：王延荣宋兆泓侯贵仓作者单位：北京航空航天大学,动力系,北京,100083 刊名：航空动力学报 ISTIC EI PKU 英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER 年，卷(期)： 2002 17(4) 分类号： V231.9 关键词：涡轮叶片低循环疲劳蠕变寿命可靠性。
DD6单晶涡轮叶片热机综合疲劳试验研究梁文;石炜;赵伟【摘要】针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法.通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,实现涡轮叶片考核截面由离心载荷和气动载荷引起的应力场模拟.在保证内冷空气流量的条件下,进行了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验,实现了涡轮叶片寿命预测方法的试验验证,同时为工程设计提供了试验依据.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2015(028)005【总页数】4页(P29-32)【关键词】单晶合金;涡轮叶片;热机疲劳试验;高频感应加热;铁氧体【作者】梁文;石炜;赵伟【作者单位】中国燃气涡轮研究院,四川江油621703;中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室,四川江油621703;中国燃气涡轮研究院,四川江油621703【正文语种】中文【中图分类】V235涡轮叶片是航空发动机的重要热端部件，其工作环境极其恶劣。
发动机工作时，涡轮叶片除承受巨大的离心载荷外，还要承受气动载荷及高温环境下的热载荷等。
因此，如何科学预估涡轮叶片的工作寿命，对提高发动机的经济性和可靠性十分重要。
各种影响涡轮叶片寿命的损伤中，热机疲劳损伤是主导因素［1］。
国内外在发动机定型前，常采用涡轮叶片仿真计算与低循环疲劳试验相结合的方法，来预测涡轮叶片的工作寿命，即利用大量的材料性能试验数据进行有限元仿真计算，从理论上对涡轮叶片热机疲劳寿命进行预测。
但是由于真实涡轮叶片与标准试件在体积、形状及材料性能方面的差异，使得两者的热机疲劳寿命分布有差异［2］。
因此，在试验室条件下开展涡轮叶片真实工作环境下的热机疲劳试验，是获得涡轮叶片工作寿命的关键，研究涡轮叶片在热载荷和机械载荷下的裂纹萌生与扩展，对涡轮叶片的定寿和可靠性评定有着十分重要的意义。
涡轮叶片高温振动疲劳试验技术研究以涡轮叶片高温振动疲劳试验技术研究为标题摘要：涡轮叶片是航空航天发动机中重要的关键零部件之一，其疲劳寿命与高温振动疲劳性能密切相关。
本文对涡轮叶片高温振动疲劳试验技术进行了研究，探讨了试验方法、参数及结果分析，为涡轮叶片的设计和寿命评估提供了参考。
1. 引言涡轮叶片作为航空发动机中的关键部件，承受着高温、高压和高速等恶劣工况下的工作环境。
在长期使用过程中，受到高温振动等因素的影响，涡轮叶片会出现疲劳损伤，严重影响发动机的可靠性和寿命。
2. 涡轮叶片高温振动疲劳试验方法涡轮叶片高温振动疲劳试验是评估叶片疲劳性能的重要手段之一。
试验方法通常包括热气流振动试验、热气流旋转振动试验和热气流冷却振动试验等。
2.1 热气流振动试验热气流振动试验是通过向叶片表面注入高温气流，并施加机械振动载荷，模拟叶片在工作条件下的热气流和振动环境。
该试验方法可以较好地模拟实际工况下叶片的工作状态，但由于试验过程中的热应力和振动载荷的耦合作用，使得试验结果的解释和分析较为复杂。
2.2 热气流旋转振动试验热气流旋转振动试验是在叶片上施加旋转载荷的基础上，再加入热气流载荷，模拟叶片在旋转工况下的工作环境。
该试验方法可以更真实地模拟叶片的工作状态，但由于试验过程中的旋转和热应力的耦合作用，对试验设备的要求较高。
2.3 热气流冷却振动试验热气流冷却振动试验是在叶片上施加振动载荷的基础上，同时通过冷却系统对叶片进行冷却，模拟叶片在工作条件下的冷却和振动环境。
该试验方法可以较好地模拟实际工况下叶片的工作状态，但由于试验过程中的冷却和振动的耦合作用，对试验设备和冷却系统的要求较高。
3. 涡轮叶片高温振动疲劳试验参数涡轮叶片高温振动疲劳试验参数的选择对于试验结果的准确性和可靠性至关重要。
试验参数包括振动频率、振动幅值、温度、压力等。
3.1 振动频率振动频率是指叶片在试验过程中的振动次数。
根据涡轮叶片的工作环境和振动特性，选择合适的振动频率可以更真实地模拟叶片的工作状态。
![一种叶片前缘高周疲劳模拟件及设计方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s1/m/4d4873d5bb0d4a7302768e9951e79b8968026898.png)
专利名称：一种叶片前缘高周疲劳模拟件及设计方法专利类型：发明专利
发明人：胡殿印,郭小军,鄢林,毛建兴,单晓明,王荣桥申请号：CN202110056244.1
申请日：20210115
公开号：CN112881197B
公开日：
20220503
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明涉及一种叶片前缘高周疲劳模拟件及设计方法，模拟件采用三点弯曲结构形式，由外侧加载区域和内部试验考核段组成，加载区域整体呈“U型”，中间为凹槽加载位置、两端为销钉孔支撑位置，考核段截面为叶片前缘形状，与承载区域组成“T型”截面，受载状态下截面顶端为危险部位(应力最大)，主要设计步骤为：(1)根据叶片前缘几何尺寸，设计考核段截面几何尺寸，保证二者的几何一致性；(2)通过调整考核段长度、高度以及载荷大小，使危险部位应力水平达到材料高周疲劳极限，同时加载点位移满足高周疲劳试验机幅频特性要求；(3)设计并校核加载销钉、销钉孔强度，通过调整销钉孔部位的孔径，使安全系数满足设计要求。
申请人：北京航空航天大学,中国航发湖南动力机械研究所
地址：100191 北京市海淀区学院路37号
国籍：CN
代理机构：北京科迪生专利代理有限责任公司
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