CN109991007A - 一种包容试验叶片及包容试验装置 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机试验设计技术领域，具体涉及一种包容试验的叶片及包容试验装置。包容试验叶片榫头自两侧向中间切口，并预留一定长度，该长度通过以下方法确定：首先确定飞失载荷，并据此设定第一预留长度，预制试验件后进行拉伸试验并进行有限元分析，计算出旋转状态下预留面积处的平均拉伸应力；之后根据实际叶片拉伸强度及平均拉伸应力修正第一预留长度，获得第二预留长度，据此预制第二试验件，并对所述第二试验件进行预试验，获得预试验飞断转速；最后根据预期飞断转速，修正第二预留长度，确定正式试验用的第三预留长度，并预制试验件。本申请综合考虑了多种影响叶片飞断转速的因素，有效地控制了叶片的飞断转速。

Description

一种包容试验叶片及包容试验装置
技术领域
本申请属于航空发动机试验设计技术领域，特别涉及一种包容试验的叶片及包容试验装置。
背景技术
包容事件是非常复杂的非线性瞬态动力学问题，具有冲击时间短、高应变率、变形量大等特点。世界各航空大国对发动机机匣的包容性都非常重视，在军用和民用航空发动机规范中都有专门条款对发动机叶片包容能力做出严格规定，通常要求为单个叶片在榫头根部失效后应被机匣包容，而包容性试验是确定机匣包容能力的最有效方法。
在包容试验中，叶片的飞断转速直接影响试验结论，因此对叶片飞断转速进行精确控制是非常必要的。目前国内开展的大多数包容试验都是采用预制切口方法控制叶片飞断转速，但由于受到材料分散性、加工误差及切口尖端应力集中的影响，预制切口法的飞断转速控制精度较低，在实际应用中通常会保守的预制缺口，导致试验多次上下台(多次拆装)，试验的成功率难以保证。
叶片飞失后，转子受到突加不平衡载荷作用，运行轨迹发生变化，撞击机匣并与机匣碰摩，同时转子轴及轴承载荷急剧加大，冲击载荷通过承力框架传递给静子结构，严重威胁飞行安全。因此，在包容试验中，对叶片飞断后支承结构受到转子冲击的动态响应进行测量是非常必要的，同时可为整机包容试验中承力框架的动态响应测试提供试验模拟方法。
在试验器上进行叶片包容试验，驱动轴为柔性轴，刚性明显低于真实发动机轴，突加的不平衡载荷会导致试验轴失效，导致无法模拟真实的包容过程。同时，在转子冲击载荷作用下，试验器轴系和阻尼器均出现严重损坏。
图1给出了现有的包容试验装置，其中，立转试验舱上盖2底端固定有机匣固定板7，机匣固定板7底端固定有机匣组件3，叶片1通过转子组件5连接驱动轴4，驱动轴4被防护锥筒8保护。现有的试验装置进行试验机匣安装时没有定位装置，导致试验机匣与转子叶片间隙不均匀，局部机匣与叶片之间间隙过小，运转时与机匣发生碰摩，试验无法进行。
在进行包容试验中，叶片飞断后，试验转子在不平衡力作用下与防护锥筒发生碰撞，限制试验转子的径向位移，原装置中没有相应的冲击载荷测试装置，无法测量在叶片飞失时的冲击载荷。此外，现有试验方案中试验转子与防护锥筒之间的碰摩为干摩擦，试验后检查发现试验轴磨损明显，无法继续使用，且仍旧对试验阻尼器，试验器传扭系统，试验器振动测试系统造成明显的破坏。
现有包容试验方案中，主要采用在叶片榫头处预制切口的方法来控制叶片飞断转速，切口形式如图2所示。根据飞断叶片离心载荷及理论强度极限，按照纯拉伸载荷计算切口预留面积，采用线切割的方法在榫头两侧预制切口。此方法未能考虑材料分散性、切口尖端应力集中效应和旋转状态下弯曲作用的影响，导致无法精确控制叶片的飞断转速。现有的试验中多次出现叶片提前飞断的情况，由于此时叶片动能明显低于预期，无法判断试验机匣是否具备对断叶的包容能力。
另外在成本与效率方面，原有的试验方案经常发生叶片提前飞断的情况，试验机匣受到严重损坏且不能确定其是否具备包容能力，造成严重经济损失。原有的试验防护装置虽然能够防止试验轴断裂，起到一定的防护作用，但仍对试验轴及试验器造成较为严重的损坏，试验后试验器传扭系统及振动测试系统多个部件均需更换，导致较高的维修成本。由于原有试验方案对叶片的飞断转速控制精度较差，在实际试验中往往会保守的预制缺口，试验转速到达预期范围内时叶片未能飞断，导致试验多次上下台，试验效率难以保证。在进行试验器维修时，由于需要更换零件均在试验器内部，需要将试验器完全拆开，将试验器驱动电机和齿轮箱拆除，才能更换试验轴系零件。齿轮箱在重新安装时需要进行水平调试，并且试验振动测试系统往往需要多次拆装才能保证正常工作，维修周期很长，严重影响试验效率。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请第一方面提供了一种包容试验的叶片根部切口预留长度确定方法，包括：
根据切口平面的位置及预期飞断转速确定飞失载荷；确定在理论拉伸强度极限下的叶片根部切口的第一预留长度；根据所述第一预留长度预制第一试验件，并对所述第一试验件进行拉伸试验，获得实际叶片拉伸强度；对所述第一试验件进行有限元分析，计算出旋转状态下预留面积处的平均拉伸应力；根据所述实际叶片拉伸强度及平均拉伸应力修正所述第一预留长度，获得用于预试验的叶片根部切口的第二预留长度；根据所述第二预留长度预制第二试验件，并对所述第二试验件进行预试验，获得预试验飞断转速；根据所述预试验飞断转速及所述预期飞断转速，修正所述第二预留长度，确定第三试验件的叶片根部切口的第三预留长度；以及根据所述第三预留长度，预制正式试验用的叶片。
优选的是，修正所述第一预留长度采用如下公式：
其中，σbs为实际叶片拉伸强度，σas为平均拉伸应力，Ls为第一预留长度，Lpre为第二预留长度。
优选的是，所述确定叶片根部切口的第三预留长度采用如下公式：
其中，Lf为第三预留长度，Lpre为第二预留长度，bf为第三试验件的榫头伸根厚度，bpre为第二试验件的榫头伸根厚度，mf为第三试验件的叶片质量，mpre为第二试验件的叶片质量，mt为第二试验件叶片断裂后的榫头部分质量，Nf为预期飞断转速，Npre为预试验飞断转速。
本申请第二方面提供了一种包容试验的叶片，所述叶片的榫头处预制有切口，所述切口自榫头两侧分别向中间延伸，并分别止于切口末端，两个所述切口末端的间距设置为根据上述的方法所确定的叶片根部切口的第三预留长度。
本申请第三方面提供了一种包容试验装置，包括如上所述的叶片，所述叶片由立转试验舱上盖及固定连接在所述立转试验舱上盖底侧的机匣组件所组成的容腔所包覆，驱动轴穿过所述立转试验舱上盖后伸入所述容腔，并通过转子组件连接所述叶片。
优选的是，所述容腔内设置有容纳所述驱动轴的防护测试装置，所述防护测试装置固定在所述立转试验舱上盖底侧，包括防护轴承座以及轴承，所述防护轴承座在朝向驱动轴与转子组件连接的转接端设置有安装槽，用于安装所述轴承，所述轴承的内圈装配在所述转接端上。
优选的是，所述轴承与所述转接端之间设置有限位衬套。
优选的是，所述防护轴承座包括沿与所述驱动轴轴向平行方向延伸的筒型支承结构以及自筒型支承结构向驱动轴方向延伸的轴承安装座，所述筒型支承结构与轴承安装座之间设置有承力支柱，所述承力支柱上设置有动态应变计。
优选的是，所述立转试验舱上盖底侧固定设置有与所述驱动轴同心的机匣固定板，所述机匣固定板用于固定连接所述机匣组件。
本申请综合考虑了多种影响叶片飞断转速的因素，有效地控制了叶片的飞断转速，本申请通过设计了立转试验舱上盖底侧固定设置有与所述驱动轴同心的机匣固定板，并通过定心装置安装所述机匣固定板，保证了机匣与转子间隙均匀，避免了试验运行时的碰摩问题；另外，本申请能够获取叶片飞断后转子对承力结构的冲击载荷，同时有效保护了试验器，防护装置便于维修，提高了试验效率。
附图说明
图1是现有技术包容试验装置示意图。
图2是现有技术叶片切口示意图。
图3是本申请包容试验的叶片根部切口预留长度确定方法的一选优实施例的流程图。
图4是本申请包容试验叶片的一优选实施例的结构示意图。
图5是本申请机匣固定板结构示意图。
图6是本申请机匣定心板结构示意图。
图7是本申请防护测试装置结构示意图。
其中，1-叶片，2-立转试验舱上盖，3-机匣组件，4-驱动轴，5-转子组件，6-防护测试装置，61-防护轴承座，62-轴承，63-限位衬套，64-卡圈，611-筒型支承结构，612-轴承安装座，613-承力支柱，7-机匣固定板，8-防护锥筒，9-阻尼器。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请第一方面提供了一种包容试验的叶片根部切口预留长度确定方法，如图3所示，主要包括：
步骤S1、根据切口平面的位置及预期飞断转速确定飞失载荷。
参考图2或4，对叶片自两侧向内切口时，应当预留一部分，长度L，称为预留长度，本申请通过控制该长度来精确控制叶片的飞断转速，由于真实叶片拉伸强度通常与材料的理论拉伸强度有很大不同，因此需要对切口叶片进行拉伸试验，获取真实叶片的极限拉伸强度。为了使拉伸试验结果更具代表性，选择包容试验同炉批叶片进行拉伸试验。该步骤中，按照断叶质量和几何参数确定叶片的飞失载荷。根据切口平面的位置可以得到叶片飞出部分的质量m和质心回转半径Rc，N为叶片的预期飞断转速。在包容试验中叶片的预期飞断转速通常要求控制在一定范围内，叶片的飞失载荷F按照转速范围的平均值进行计算，如公式(1)所示。
步骤S2、确定在理论拉伸强度极限下的叶片根部切口的第一预留长度。
获取叶片的飞失载荷后，可由公式(2)计算得出拉伸试验初始预留长度(第一预留长度)，式中Ls为拉伸试验切口部位预留长度，σbt为叶片材料的理论拉伸强度极限，可由材料手册中查取，b为叶片榫头伸根厚度。
步骤S3、根据所述第一预留长度预制第一试验件，并对所述第一试验件进行拉伸试验，获得实际叶片拉伸强度。
设计拉伸试验夹具，夹具分为上、下夹具两部分。拉伸试验中上夹具拉住叶片缘板，下夹具拉住叶片榫头，实际叶片的缘板较薄，为防止缘板在拉伸试验中失效，装配拉紧后对试验上夹具和叶片进行组合加工钻孔，同时配做圆柱销钉，为保证连接可靠，销钉与孔之间采用紧度配合。
试验中为了防止上半部分夹具受力后张开，使用螺栓将其夹紧。在拉伸试验机上按照0.05KN/s的加载速率进行加载，确定切口叶片断裂时的拉伸载荷，进而获得叶片的实际极限拉伸强度σbS。
步骤S4、对所述第一试验件进行有限元分析，计算出旋转状态下预留面积处的平均拉伸应力。
将预制切口叶片模型导入ANSYS有限元软件，对叶片切口模型进行分析，根据叶片材料输入弹性模量、泊松比及密度。在两侧榫齿上斜面施加位移约束，转速为叶片的预期飞断转速。通过计算获得切口截面的拉伸应力结果。提取切口预留截面节点的拉伸应力，计算出旋转状态下预留面积处的平均拉伸应力σas。
步骤S5、根据所述实际叶片拉伸强度及平均拉伸应力修正所述第一预留长度，获得用于预试验的叶片根部切口的第二预留长度。
修正所述第一预留长度采用如下公式：
其中，σbs为实际叶片拉伸强度，σas为平均拉伸应力，Ls为第一预留长度，Lpre为第二预留长度。
步骤S6、根据所述第二预留长度预制第二试验件，并对所述第二试验件进行预试验，获得预试验飞断转速。
该步骤中，按照公式(3)确定的切口预留长度切割预试验叶片，与轮盘装配后安装在转子试验器上。逐步提升试验转速，直到叶片飞断。根据数据采集系统获得叶片的飞断转速Npre。
步骤S7、根据所述预试验飞断转速及所述预期飞断转速，修正所述第二预留长度，确定第三试验件的叶片根部切口的第三预留长度。
所述确定叶片根部切口的第三预留长度采用如下公式：
其中，Lf为第三预留长度，Lpre为第二预留长度，bf为第三试验件的榫头伸根厚度，bpre为第二试验件的榫头伸根厚度，mf为第三试验件的叶片质量，mpre为第二试验件的叶片质量，mt为第二试验件叶片断裂后的榫头部分质量，由于正式试验进行前无法确定榫头部分质量，因此假定正式试验与预试验的榫头部分质量相同，Nf为预期飞断转速，Npre为预试验飞断转速。
步骤S8、根据所述第三预留长度，预制正式试验用的叶片。
下表给出了本申请与原有包容试验的数据差异情况。
表1、飞断转速控制水平对比
本申请综合考虑了多种影响叶片飞断转速的因素，有效地控制了叶片的飞断转速，如附表1所示。原有包容试验中叶片飞断转速均低于预期，应用本发明的包容试验中叶片飞断转速均在预期范围内，充分显示了本申请对叶片飞断转速的控制效果。
本申请第二方面提供了一种包容试验的叶片，所述叶片的榫头处预制有切口，所述切口自榫头两侧分别向中间延伸，并分别止于切口末端，两个所述切口末端的间距设置为根据上述的方法所确定的叶片根部切口的第三预留长度。
本申请第三方面提供了一种包容试验装置，如图4所示，包括如上所述的叶片1，所述叶片1由立转试验舱上盖2及固定连接在所述立转试验舱上盖2底侧的机匣组件3所组成的容腔所包覆，驱动轴4穿过所述立转试验舱上盖2后伸入所述容腔，并通过转子组件5连接所述叶片1。
图中A处为安装阻尼器9的凹槽结构，驱动轴4位于该凹槽正中央。在一些可选实施方式中，所述立转试验舱上盖2底侧固定设置有与所述驱动轴4同心的机匣固定板7，所述机匣固定板7用于固定连接所述机匣组件3。
为了进行机匣安装，设计机匣安装板组件。机匣安装板结构形式如图5所示，在安装边处按照试验机匣的相邻机匣安装边结构形式设计，模拟发动机中被试机匣的边界条件，设计时以ΦA圆柱面为基准，安装边ΦB圆柱面处保持0.02mm的同轴度。在位置C处设计八个均布Φ26的通孔，在位置D处设计四个均布Φ26的通孔，在位置E处设计八个均布Φ21的通孔，通过螺栓将机匣安装板固定于试验舱上盖。
为保证试验机匣与转子叶片的间隙均匀，更真实的模拟发动机安装状态，需要机匣与转子间保持较高的同轴度。为此设计专门的机匣定心板，如图6所示，图中配合面I按照试验阻尼器安装环槽尺寸设计，配合面II按照机匣安装板ΦA圆柱面尺寸设计，配合面I、II之间保持0.02mm的同轴度。安装时，先将试验器阻尼器9拆下，将机匣定心板凸台安装在阻尼器环槽内，用螺栓紧固后，再将机匣安装板组件安装在机匣定心板配合面II上。安装完成后，将机匣定心板拆下，试验阻尼器装回。此安装方法有效地保证了试验机匣与转子叶片间隙均匀，避免了试验运行中发生碰摩。
在一些可选实施方式中，参考图7，所述容腔内设置有容纳所述驱动轴4的防护测试装置6，所述防护测试装置6固定在所述立转试验舱上盖2底侧，包括防护轴承座61以及轴承62，所述防护轴承座61在朝向驱动轴4与转子组件5连接的转接端设置有安装槽，用于安装所述轴承62，所述轴承62的内圈装配在所述转接端上。
除叶片不同之外，与图1相比，本实施例还将防护锥筒8改为防护测试装置6。在一些可选实施方式中，所述轴承62与所述转接端之间设置有限位衬套63。所述防护测试装置6还包括卡圈64，参考图7，装配顺序为：先采将轴承62与限位衬套63热装配，再放入防护轴承座61，然后用卡圈64锁紧，最后将整个测试防护装置通过止口b与机匣安装板配合，在a处通过12个M12螺栓压紧。
图7中，转子组件5具有法兰，法兰具有槽孔，用于连接驱动轴4，例如键连接，或销轴连接，凸台外侧套接所述限位衬套63。
在一些可选实施方式中，所述防护轴承座61包括沿与所述驱动轴4轴向平行方向延伸的筒型支承结构611以及自筒型支承结构611向驱动轴4方向延伸的轴承安装座612，所述筒型支承结构611与轴承安装座612之间设置有承力支柱613，所述承力支柱613上设置有动态应变计。
本实施例中，筒型支承结构611与轴承安装座612两部分之间由四根均布的方截面承力支柱连接，在承力支柱上粘贴有动态应变计。在承力支柱设计中，须确保在冲击时应力水平不超出材料的屈服强度。在支承结构的轴向长度设计中，选择合适的的轴向长度，确保限位衬套与驱动轴组件中法兰的圆柱段对齐。
在轴承选择时，选择承载能力更强的深沟球轴承。根据包容试验中转子的飞失载荷与驱动轴的实际尺寸，确保轴承在试验中冲击载荷作用下不会失效。
限位衬套选择铜材料，与限位轴承间的配合为过盈配合，按照球轴承内圈尺寸配做加工，保持直径方向0.01～0.02mm紧度。叶片飞断后，驱动轴与限位衬套发生碰摩时，由于铜材料较软，可以有效降低驱动轴的磨损。同时，由于衬套的保护作用，防护轴承座不会受到损坏，后续进行试验时，只需更换防护轴承和衬套，显著降低了维修成本。
在包容试验中，叶片飞失后，试验驱动轴与限位衬套发生碰摩，此时球轴承内环会在摩擦力作用下转动，试验组件与限位装置之间由原试验方案中的干摩擦变成滚动摩擦，显著降低了摩擦力，减小了对试验轴的磨损。同时，轴承座所受到的冲击载荷通过承力支柱传递到外部的筒形支承结构，承力柱上粘贴的应变计发生变形，采用应变采集系统获得应变计的冲击应变。通过应变幅值即可换算出包容试验中转子对支承结构的冲击载荷。
与现有技术相比，本发明主要优点如下：
1.本发明综合考虑了多种影响叶片飞断转速的因素，有效地控制了叶片的飞断转速，如附表1所示。原有包容试验中叶片飞断转速均低于预期，应用本发明的包容试验中叶片飞断转速均在预期范围内，充分显示了本发明对叶片飞断转速的控制效果；
2.本发明设计了试验机匣安装及定心装置，保证了机匣与转子间隙均匀，避免了试验运行时的碰摩问题；
3.本发明能够获取叶片飞断后转子对承力结构的冲击载荷，同时有效保护了试验器，防护装置便于维修，提高了试验效率。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种包容试验的叶片根部切口预留长度确定方法，其特征在于，包括：
根据切口平面的位置及预期飞断转速确定飞失载荷；
确定在理论拉伸强度极限下的叶片根部切口的第一预留长度；
根据所述第一预留长度预制第一试验件，并对所述第一试验件进行拉伸试验，获得实际叶片拉伸强度；
对所述第一试验件进行有限元分析，计算出旋转状态下预留面积处的平均拉伸应力；
根据所述实际叶片拉伸强度及平均拉伸应力修正所述第一预留长度，获得用于预试验的叶片根部切口的第二预留长度；
根据所述第二预留长度预制第二试验件，并对所述第二试验件进行预试验，获得预试验飞断转速；
根据所述预试验飞断转速及所述预期飞断转速，修正所述第二预留长度，确定第三试验件的叶片根部切口的第三预留长度；以及
根据所述第三预留长度，预制正式试验用的叶片。
2.如权利要求1所述的包容试验的叶片根部切口预留长度确定方法，其特征在于，修正所述第一预留长度采用如下公式：
其中，σbs为实际叶片拉伸强度，σas为平均拉伸应力，Ls为第一预留长度，Lpre为第二预留长度。
3.如权利要求1所述的包容试验的叶片根部切口预留长度确定方法，其特征在于，所述确定叶片根部切口的第三预留长度采用如下公式：
其中，Lf为第三预留长度，Lpre为第二预留长度，bf为第三试验件的榫头伸根厚度，bpre为第二试验件的榫头伸根厚度，mf为第三试验件的叶片质量，mpre为第二试验件的叶片质量，mt为第二试验件叶片断裂后的榫头部分质量，Nf为预期飞断转速，Npre为预试验飞断转速。
4.一种包容试验的叶片，其特征在于，所述叶片的榫头处预制有切口，所述切口自榫头两侧分别向中间延伸，并分别止于切口末端，两个所述切口末端的间距设置为根据权利要求1-3任一项所述的方法所确定的叶片根部切口的第三预留长度。
5.一种包容试验装置，其特征在于，包括如权利要求4或5所述的叶片(1)，所述叶片(1)由立转试验舱上盖(2)及固定连接在所述立转试验舱上盖(2)底侧的机匣组件(3)所组成的容腔所包覆，驱动轴(4)穿过所述立转试验舱上盖(2)后伸入所述容腔，并通过转子组件(5)连接所述叶片(1)。
6.如权利要求5所述的包容试验装置，其特征在于，所述容腔内设置有容纳所述驱动轴(4)的防护测试装置(6)，所述防护测试装置(6)固定在所述立转试验舱上盖(2)底侧，包括防护轴承座(61)以及轴承(62)，所述防护轴承座(61)在朝向驱动轴(4)与转子组件(5)连接的转接端设置有安装槽，用于安装所述轴承(62)，所述轴承(62)的内圈装配在所述转接端上。
7.如权利要求6所述的包容试验装置，其特征在于，所述轴承(62)与所述转接端之间设置有限位衬套(63)。
8.如权利要求6所述的包容试验装置，其特征在于，所述防护轴承座(61)包括沿与所述驱动轴(4)轴向平行方向延伸的筒型支承结构(611)以及自筒型支承结构(611)向驱动轴(4)方向延伸的轴承安装座(612)，所述筒型支承结构(611)与轴承安装座(612)之间设置有承力支柱(613)，所述承力支柱(613)上设置有动态应变计。
9.如权利要求5所述的包容试验装置，其特征在于，所述立转试验舱上盖(2)底侧固定设置有与所述驱动轴(4)同心的机匣固定板(7)，所述机匣固定板(7)用于固定连接所述机匣组件(3)。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110374687A (zh) * 2019-07-10 2019-10-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于发动机包容试验的叶片及其槽口加工方法
CN111207916A (zh) * 2020-01-09 2020-05-29 东南大学 一种叶片倾角可调的碰摩装置
CN111912619A (zh) * 2020-06-01 2020-11-10 浙江海骆航空科技有限公司 一种涡轮发动机排气机匣轴向包容试验装置及方法
CN112525587A (zh) * 2021-02-08 2021-03-19 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 风扇叶片榫头元件级强度试验件取样方法
CN114165299A (zh) * 2021-11-26 2022-03-11 中国北方发动机研究所(天津) 一种包容性试验用涡轮叶轮缺陷预置结构
CN115372134A (zh) * 2022-07-29 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5225246A (en) * 1990-05-14 1993-07-06 United Technologies Corporation Method for depositing a variable thickness aluminide coating on aircraft turbine blades
RO128864B1 (ro) * 2013-04-08 2015-07-30 Institutul Naţional De Cercetare-Dezvoltare Turbomotoare - Comoti Instalaţie de testare a unor palete de turbină de gaz
CN106289734A (zh) * 2016-07-21 2017-01-04 浙江大学 一种航空发动机机匣高温包容试验技术
CN108563917A (zh) * 2018-07-19 2018-09-21 北京航空航天大学 一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法
CN108716990A (zh) * 2018-06-06 2018-10-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机机匣包容试验装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5225246A (en) * 1990-05-14 1993-07-06 United Technologies Corporation Method for depositing a variable thickness aluminide coating on aircraft turbine blades
RO128864B1 (ro) * 2013-04-08 2015-07-30 Institutul Naţional De Cercetare-Dezvoltare Turbomotoare - Comoti Instalaţie de testare a unor palete de turbină de gaz
CN106289734A (zh) * 2016-07-21 2017-01-04 浙江大学 一种航空发动机机匣高温包容试验技术
CN108716990A (zh) * 2018-06-06 2018-10-30 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机机匣包容试验装置
CN108563917A (zh) * 2018-07-19 2018-09-21 北京航空航天大学 一种涡轮盘榫槽裂纹扩展模拟件设计方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
A.J. MORRIS等: "Consistent finite element structural analysis and error control", 《COMPUTER METHODS IN APPLIED MECHANICS AND ENGINEERING》 *
唐家茂等: "单级轴流压气机叶片预置裂纹法包容性试验研究", 《燃气涡轮试验与研究》 *
郭明明等: "航空发动机机匣包容试验叶片飞脱方法", 《航空发动机》 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110374687A (zh) * 2019-07-10 2019-10-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于发动机包容试验的叶片及其槽口加工方法
CN111207916A (zh) * 2020-01-09 2020-05-29 东南大学 一种叶片倾角可调的碰摩装置
CN111912619A (zh) * 2020-06-01 2020-11-10 浙江海骆航空科技有限公司 一种涡轮发动机排气机匣轴向包容试验装置及方法
CN111912619B (zh) * 2020-06-01 2022-03-01 浙江海骆航空科技有限公司 一种涡轮发动机排气机匣轴向包容试验装置及方法
CN112525587A (zh) * 2021-02-08 2021-03-19 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 风扇叶片榫头元件级强度试验件取样方法
CN114165299A (zh) * 2021-11-26 2022-03-11 中国北方发动机研究所(天津) 一种包容性试验用涡轮叶轮缺陷预置结构
CN114165299B (zh) * 2021-11-26 2024-03-19 中国北方发动机研究所(天津) 一种包容性试验用涡轮叶轮缺陷预置结构
CN115372134A (zh) * 2022-07-29 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法
CN115372134B (zh) * 2022-07-29 2023-11-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机主安装节强度试验装置及加载方法

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