CN110595894B - 一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，包括以下步骤：分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验、叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验，以获得基础材料属性；分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验，以获得叶片用材料的等寿命曲线；进行实际叶片高周疲劳实验，以确定常温下叶片疲劳极限；考虑应力集中效应和温度对服役状态的叶片疲劳极限造成的影响，确定实际叶片疲劳极限。本方法的设计实验简单、成本低；所确定的疲劳极限结果较精确，提高了结果精确度。

Description

一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法
技术领域
本发明属于透平机械技术领域，尤其涉及一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法。
背景技术
汽轮机主要应用于电厂、舰艇动力系统，在服役过程中存在服役期时间长、连续工作时间长等特点，为保证其在服役过程满足安全性和可靠性要求，需对叶片进行相应的高周疲劳试验，并通过与材料标准试样高周疲劳试验结果进行对比，反推叶片在实际使用过程中的寿命，为汽轮机的研制定型提供依据。但是叶片往往存在应力集中，且确定叶片疲劳极限的方法繁杂，其确定的疲劳极限也存在着很大的差异。
发明内容
本发明的目的是提供一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，以解决现有技术中存在的叶片往往存在应力集中，且确定叶片疲劳极限的方法繁杂，其确定的疲劳极限也存在着很大的差异的问题。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，包括以下步骤：
步骤1，分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验、叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验，以获得透平叶片用材料的基础材料属性；
步骤2，分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验，以获得叶片用材料的等寿命曲线；
步骤3，进行实际叶片高周疲劳实验，以确定常温下叶片疲劳极限；
步骤4，考虑应力集中效应和温度对服役状态的叶片疲劳极限造成的影响，确定实际叶片疲劳极限。
所述步骤1中，基础材料属性包括弹性模量、屈服强度和抗拉强度。
所述步骤1中，叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验在电液伺服疲劳试验机上进行；叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验在带高温炉电液伺服拉扭疲劳试验机上进行。
所述步骤2中，叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验分别进行应力比为R＝-1、R＝0及另外几组不同应力比R的高循环疲劳试验，其中一组应力比R应尽可能接近于1，通过控制载荷的变化找到不同应力比下的疲劳极限，获得材料的等寿命曲线。
所述步骤2中，叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验在高频疲劳试验机上进行。
所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验在电磁激振器上完成，其控制方式为加速度闭环控制并人工监控叶片振幅的方式。
所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验采用扫频的方法获得透平叶片共振频率。
所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验中，叶片部分振动应力取决于叶片振幅；叶片试验过程中的振幅根据有限元谐响应分析获得。
所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验开始前首先采用渗透探伤剂探测叶片表面是否存在初始损伤。
所述步骤4具体为：
步骤401，根据叶片用材料标准光滑试验件在常温和高温条件下不同应力比的高周疲劳试验结果，建立Goodman直线和Gerber曲线形式的叶片用材料疲劳等寿命曲线；
步骤402，根据叶片在常温下应力比R＝-1条件下测量的疲劳极限，并结合叶片用材料标准光滑试验件在常温下的Goodman等寿命曲线，认为叶片与材料标准试验件在相同温度下Goodman等寿命曲线的斜率相同，外推出叶片在常温下的等寿命曲线；
步骤403，根据叶片用材料标准光滑试验件在常温和高温下的疲劳极限结果，高温条件下的疲劳极限相对于常温条件下的疲劳极限衰减的试验现象，并结合叶片在常温下测得的疲劳极限值，设定实际叶片在高温条件下的性能衰减与材料标准试样的衰减比例相同，推断出叶片在高温条件下的疲劳极限；并结合叶片用材料标准光滑试验件在高温下的Goodman等寿命曲线，认为叶片与材料标准试验件在相同温度下Goodman等寿命曲线的斜率相同，外推出叶片在高温下的等寿命曲线；
步骤404，在常温下，考虑到叶片用材料缺口试验件的应力集中效应，将叶片用材料缺口试验件的名义疲劳强度转换为最大应力，根据常温下叶片用材料缺口试验件高循环疲劳试验的最大应力和光滑试样的高循环疲劳试验结果，取同样应力比下的较小值，获得叶片材料在常温下考虑缺口应力集中效应的疲劳等寿命曲线；
步骤405，在高温下，考虑到叶片用材料缺口试验件的应力集中效应，将叶片用材料缺口试验件的名义疲劳强度转换为最大应力，根据高温下叶片用材料缺口试验件高循环疲劳试验的最大应力和光滑试样的高循环疲劳试验结果，取同样应力比下的较小值，获得叶片材料在高温下考虑缺口应力集中效应的疲劳等寿命曲线；
步骤406，结合叶片在常温对称循环条件下应力比R＝-1的振动疲劳强度为σ-1,计算出叶片在常温对称循环条件下的许用疲劳强度为[σ-1]＝σ-1/[n]，其中[n]为疲劳安全系数；利用该许用疲劳强度获得叶片在常温下的许用疲劳等寿命曲线；同时，根据推导所获得的叶片在高温对称循环条件下应力比R＝-1的振动疲劳强度为σ-1H，计算出叶片在高温对称循环条件下的许用疲劳强度为[σ-1H]＝σ-1H/[n]；利用该许用疲劳强度获得叶片在高温下的许用疲劳等寿命曲线。
有益效果：本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
1.本发明提出的一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，将缺口试样的疲劳强度(名义)转换为最大应力，取同样应力比下缺口试样高循环疲劳试验的最大应力和光滑试样的高循环疲劳试验结果的较小值，充分考虑了叶片的应力集中效应，为实际叶片的工程应用提供了理论依据；
2.本发明提出的一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，考虑了透平发动机叶片实际工作的温度条件，所得结果更符合实际情况，计算精度高，适用叶片全面。
附图说明
图1是标准光滑疲劳试验件；
图2是叶片用材料疲劳极限Haigh图；
图3是高周疲劳试验控制系统简图；
图4是叶片应力与位移云图；
图5是常温光滑试验件疲劳等寿命曲线；
图6是高温光滑试验件疲劳等寿命曲线；
图7是叶片常温下按Goodman等寿命曲线外推结果；
图8是叶片高温下按Goodman等寿命曲线外推所得疲劳等寿命曲线；
图9是叶片在常温下考虑应力集中效应的疲劳等寿命曲线；
图10是叶片在高温下考虑应力集中效应的疲劳等寿命曲线；
图11是叶片在常温下的许用疲劳强度等寿命曲线；
图12是叶片在高温下的许用疲劳强度等寿命曲线；
图13是叶片在常温和高温下的许用疲劳强度等寿命曲线对比。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
本发明的一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，包括：叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验、叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验、叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验、实际叶片高周疲劳实验、实际叶片疲劳极限确定。所用试验器械包括电液伺服疲劳试验机、带高温炉电液伺服拉扭疲劳试验机、电磁激振器。本发明中所述的常温一般为25摄氏度左右，高温一般介于200摄氏度到2000摄氏度之间。
本发明的具体步骤如下：
步骤1，分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验、叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验，以获得透平叶片用材料的基础材料属性，包括弹性模量E、屈服强度σs和抗拉强度σb，为进行材料的高周疲劳试验，预估材料的初始疲劳强度提供依据；
其中，叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验在电液伺服疲劳试验机上进行；叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验在带高温炉电液伺服拉扭疲劳试验机上进行。
步骤2，分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验，以获得叶片用材料的等寿命曲线；
其中，叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验分别进行应力比为R＝-1、R＝0及另外几组不同应力比R的高循环疲劳试验，其中一组应力比R应尽可能接近于1，通过控制载荷的变化找到不同应力比下的疲劳极限，获得材料的等寿命曲线。如图1是标准光滑疲劳试验件。常温部分的试验在高频疲劳试验机上进行，通过试验机自带的软件设定动载荷、静载荷变化上下限以及振动频率的衰减下限，以此来自动判别试验件损伤情况，并在试件表面出现裂纹时自动终止试验进行。在试验过程中，当循环次数达到设定值时试验机亦自动停止。试验中，取钢材料疲劳极限循环数为107次，钛合金材料疲劳极限循环数为3*107次。动载、静载上下限均设为设定值的10％，振动频率衰减下限为6Hz。
上述的叶片用材料高周疲劳试验利用升降法控制整个试验过程，下一级载荷水平取决于上一试样试验结果，当上一试验在107次(钛合金为3*107次)循环之前发生断裂，则记为“破坏”，下一试样在低一级应力水平下进行；上一试样在107次循环后未发生断裂，则记为“越出”，下一试样在高一级应力水平下进行。根据疲劳试验，可以得出在应力比在R＝-1、R＝0及另外几组不同应力比R(其中一组应力比R应尽可能接近于1)下叶片用材料高周疲劳试验在常温以及高温下的疲劳强度。叶片用材料疲劳极限的Haigh图如图2所示。
步骤3，进行实际叶片高周疲劳实验，以确定常温下叶片疲劳极限；
其中，实际叶片高周疲劳实验在电磁激振器上完成，其控制方案选取为加速度闭环控制并人工监控叶片振幅的方式。采用激光位移传感器监测工作叶片受迫振动过程中的振幅，以监测工作叶片受迫振动过程中的载荷。试验过程中，每半小时巡视一次，根据叶片振幅情况调节激振器激振加速度。试验系统控制简图如图3所示。将叶片安装在电磁激振器上后安装激光位移传感器，使其测点位于叶片存在应力集中处。
实际叶片高周疲劳实验采用扫频的方法获得透平叶片共振频率。在扫频同时启动激光位移传感器，记录整个扫频过程中叶片的振动情况，在扫频结束后将激光位移传感器所采集到的位移数据在MATLAB中进行频谱分析，获得叶片的共振频率。
实际叶片高周疲劳实验，叶片部分振动应力取决于叶片振幅。叶片试验过程中的振幅根据有限元谐响应分析获得。高周疲劳时材料处于线弹性阶段，叶片振幅与应力呈线性关系。经有限元分析，可以获得监测点振幅与最大主应力之间的关系为σ1,max＝KAm，其中，σ1,max为最大主应力，Am为监测点振幅，K为常数，如图4所示。
实际叶片高周疲劳实验开始前首先采用渗透探伤剂探测叶片表面是否存在初始损伤。由于激振过程中振动台反馈控制导致振动台激振载荷变化以及空气阻力等的影响，叶片振幅会表现出小幅度波动，根据GJB150.1A-2009和GJB150.16A-2009规定，振动试验允差要求是±5％，即振幅波动不超过试验设定振幅的±5％即认为试验结果有效。根据透平叶片高周疲劳试验结果，绘制升降图，可确定最终常温下叶片疲劳极限。
步骤4，考虑应力集中效应和温度对服役状态的叶片疲劳极限造成的影响，确定实际叶片疲劳极限，具体步骤为：
步骤401，为分析叶片在近似服役条件下的疲劳寿命，需要获得叶片在不同应力比下的疲劳数据，即建立叶片107循环数对应的疲劳等寿命曲线。根据叶片用材料光滑标准试样在常温和高温条件下不同应力比的高周疲劳试验结果，建立Goodman直线和Gerber曲线形式的叶片用材料疲劳等寿命曲线，如图5、图6所示；
步骤402，根据叶片在常温下应力比R＝-1条件下测量的疲劳极限，并结合叶片用材料标准光滑试验件在常温下的Goodman等寿命曲线，认为叶片与材料标准试验件在相同温度下Goodman等寿命曲线的斜率相同，外推出叶片在常温下的等寿命曲线，如图7所示；
步骤403，根据叶片用材料标准光滑试验件在常温和高温下的疲劳极限结果，高温条件下的疲劳极限相对于常温条件下的疲劳极限衰减的试验现象，并结合叶片在常温下测得的疲劳极限值，设定实际叶片在高温条件下的性能衰减与材料标准试样的衰减比例相同，推断出叶片在高温条件下的疲劳极限；并结合叶片用材料标准光滑试验件在高温下的Goodman等寿命曲线，认为叶片与材料标准试验件在相同温度下Goodman等寿命曲线的斜率相同，外推出叶片在高温下的等寿命曲线，如图8所示；
步骤404，在常温下，考虑到叶片用材料缺口试验件的应力集中效应，将叶片用材料缺口试验件的名义疲劳强度转换为最大应力，如图9中正三角形所示数据，其中高应力比对应的最大应力因缺口处发生局部屈服，使其最大应力并未达到图中所示数值；根据常温下叶片用材料缺口试验件高循环疲劳试验的最大应力和光滑试样的高循环疲劳试验结果，取同样应力比下的较小值，获得叶片材料在常温下考虑缺口应力集中效应的疲劳等寿命曲线，如图9中的空心五角星所示数据；
步骤405，在高温下，考虑到叶片用材料缺口试验件的应力集中效应，将叶片用材料缺口试验件的名义疲劳强度转换为最大应力，如图10中正三角形所示数据，其中高应力比对应的最大应力因缺口处发生局部屈服，使其最大应力并未达到图中所示数值；根据高温下叶片用材料缺口试验件高循环疲劳试验的最大应力和光滑试样的高循环疲劳试验结果，取同样应力比下的较小值，获得叶片材料在高温下考虑缺口应力集中效应的疲劳等寿命曲线，如图10中的空心五角星所示数据；
步骤406，当设计数据准确可靠时，疲劳安全系数通常选[n]＝1.3～1.5，在此选定[n]＝1.5，结合叶片在常温对称循环条件下应力比R＝-1的振动疲劳强度为σ-1,计算出叶片在常温对称循环条件下的许用疲劳强度为[σ-1]＝σ-1/[n]，其中[n]为疲劳安全系数；利用该许用疲劳强度获得叶片在常温下的许用疲劳等寿命曲线；并将该许用疲劳强度代入图9可以获得叶片在常温下的许用疲劳等寿命曲线(钢材料为107循环、钛合金材料为3*107循环)，如图11所示；同时，根据推导所获得的叶片在高温对称循环条件下应力比R＝-1的振动疲劳强度为σ-1H，计算出叶片在高温对称循环条件下的许用疲劳强度为[σ-1H]＝σ-1H/[n]；并将该许用疲劳强度代入图9可以获得叶片在高温下的许用疲劳等寿命曲线(钢材料为107循环、钛合金材料为3*107循环)，如图12所示。图13给出了叶片在常温和高温下的许用疲劳等寿命曲线的对比情况，从图中可看出，叶片在高温下的疲劳等寿命曲线明显位于常温下的许用疲劳强度等寿命曲线下方，说明高温会造成叶片疲劳性能的衰减。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1，分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验、叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验，以获得透平叶片用材料的基础材料属性；
步骤2，分别进行叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验，以获得叶片用材料的等寿命曲线；
步骤3，进行实际叶片高周疲劳实验，以确定常温下叶片疲劳极限；
步骤4，考虑应力集中效应和温度对服役状态的叶片疲劳极限造成的影响，确定实际叶片疲劳极限；具体为：
步骤401，根据叶片用材料标准光滑试验件在常温和高温条件下不同应力比的高周疲劳试验结果，建立Goodman直线和Gerber曲线形式的叶片用材料疲劳等寿命曲线；
步骤402，根据叶片在常温下应力比R＝-1条件下测量的疲劳极限，并结合叶片用材料标准光滑试验件在常温下的Goodman等寿命曲线，认为叶片与叶片用材料标准光滑试验件在相同温度下Goodman等寿命曲线的斜率相同，外推出叶片在常温下的等寿命曲线；
步骤403，根据叶片用材料标准光滑试验件在常温和高温下的疲劳极限结果，高温条件下的疲劳极限相对于常温条件下的疲劳极限衰减的试验现象，并结合叶片在常温下测得的疲劳极限值，设定实际叶片在高温条件下的性能衰减与叶片用材料标准光滑试验件的衰减比例相同，推断出叶片在高温条件下的疲劳极限；并结合叶片用材料标准光滑试验件在高温下的Goodman等寿命曲线，认为叶片与叶片用材料标准光滑试验件在相同温度下Goodman等寿命曲线的斜率相同，外推出叶片在高温下的等寿命曲线；
步骤404，在常温下，考虑到叶片用材料缺口试验件的应力集中效应，将叶片用材料缺口试验件的名义疲劳强度转换为最大应力，根据常温下叶片用材料缺口试验件高循环疲劳试验的最大应力和叶片用材料标准光滑试验件的高循环疲劳试验结果，取同样应力比下的较小值，获得叶片材料在常温下考虑缺口应力集中效应的疲劳等寿命曲线；
步骤405，在高温下，考虑到叶片用材料缺口试验件的应力集中效应，将叶片用材料缺口试验件的名义疲劳强度转换为最大应力，根据高温下叶片用材料缺口试验件高循环疲劳试验的最大应力和叶片用材料标准光滑试验件的高循环疲劳试验结果，取同样应力比下的较小值，获得叶片材料在高温下考虑缺口应力集中效应的疲劳等寿命曲线；
步骤406，结合叶片在常温对称循环条件下应力比R＝-1的振动疲劳强度为σ-1,计算出叶片在常温对称循环条件下的许用疲劳强度为[σ-1]＝σ-1/[n]，其中[n]为疲劳安全系数；利用该许用疲劳强度获得叶片在常温下的许用疲劳等寿命曲线；同时，根据推导所获得的叶片在高温对称循环条件下应力比R＝-1的振动疲劳强度为σ-1H，计算出叶片在高温对称循环条件下的许用疲劳强度为[σ-1H]＝σ-1H/[n]；利用该许用疲劳强度获得叶片在高温下的许用疲劳等寿命曲线。
2.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤1中，基础材料属性包括弹性模量、屈服强度和抗拉强度。
3.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤1中，叶片用材料标准光滑试验件常温准静态拉伸实验在电液伺服疲劳试验机上进行；叶片用材料标准光滑试验件高温准静态拉伸实验在带高温炉电液伺服拉扭疲劳试验机上进行。
4.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤2中，叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料标准光滑试验件高温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件高温高周疲劳实验分别进行应力比为R＝-1、R＝0及另外几组不同应力比R的高循环疲劳试验，其中一组应力比R应尽可能接近于1，通过控制载荷的变化找到不同应力比下的疲劳极限，获得材料的等寿命曲线。
5.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤2中，叶片用材料标准光滑试验件常温高周疲劳实验、叶片用材料缺口试验件常温高周疲劳实验在高频疲劳试验机上进行，通过试验机自带的软件设定动载荷、静载荷变化上下限以及振动频率的衰减下限，以此来自动判别试验件损伤情况，并在试件表面出现裂纹时自动终止试验。
6.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验在电磁激振器上完成，其控制方式为加速度闭环控制并人工监控叶片振幅的方式；采用激光位移传感器监测工作叶片受迫振动过程中的振幅，以监测工作叶片受迫振动过程中的载荷；试验过程中，每半小时巡视一次，根据叶片振幅情况调节激振器激振加速度；将叶片安装在电磁激振器上后安装激光位移传感器，使其测点位于叶片存在应力集中处。
7.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验采用扫频的方法获得透平叶片共振频率。
8.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验中，叶片部分振动应力取决于叶片振幅；叶片试验过程中的振幅根据有限元谐响应分析获得。
9.根据权利要求1所述的存在应力集中的透平发动机叶片疲劳极限确定方法，其特征在于：所述步骤3中，实际叶片高周疲劳实验开始前首先采用渗透探伤剂探测叶片表面是否存在初始损伤。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3107959A1 (fr) * 2020-03-05 2021-09-10 Safran Aircraft Engines Procede d’essai de caracterisation d’une eprouvette en materiau composite et installation correspondante
CN112098058A (zh) * 2020-08-07 2020-12-18 上海发电设备成套设计研究院有限责任公司 重型燃气轮机透平叶片热疲劳寿命分析方法及试验系统
CN112288135B (zh) * 2020-09-29 2024-04-16 南京航空航天大学 一种基于图像识别的风扇叶片疲劳极限衰减智能监测方法
CN114608979A (zh) * 2022-03-22 2022-06-10 西南交通大学 一种弯扭复合高温微动疲劳试验装置
CN115935474B (zh) * 2022-12-02 2023-11-03 中国航发沈阳发动机研究所 航空发动机单晶涡轮叶片高周疲劳评估古德曼图修正方法

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06162149A (ja) * 1992-11-27 1994-06-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 疲労寿命評価システム
CN101464240A (zh) * 2009-01-14 2009-06-24 北京航空航天大学 涡轮盘/叶片榫接高温复合疲劳加载方法及其装置
CN105808865A (zh) * 2016-03-15 2016-07-27 北京航空航天大学 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法
CN106202630A (zh) * 2016-06-28 2016-12-07 四川大学 汽轮机转子超高周疲劳疲劳强度与疲劳寿命评估方法
CN106446344A (zh) * 2016-08-29 2017-02-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种缺口结构试验件dfr值的确定方法
CN107145641A (zh) * 2017-04-13 2017-09-08 南京航空航天大学 叶片振动疲劳概率寿命预测方法
CN107742025A (zh) * 2017-10-16 2018-02-27 北京航空航天大学 一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法
CN107843507A (zh) * 2016-09-19 2018-03-27 上海核工程研究设计院 一种带缺口试样的环境疲劳试验方法
CN109142528A (zh) * 2018-08-27 2019-01-04 佛山科学技术学院 一种高强度钛合金高温超高周疲劳寿命预测方法
CN109238718A (zh) * 2017-08-31 2019-01-18 中国航空制造技术研究院 一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法
CN110069858A (zh) * 2019-04-23 2019-07-30 中国科学院金属研究所 一种金属材料不同温度条件下高周疲劳性能的预测方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06162149A (ja) * 1992-11-27 1994-06-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 疲労寿命評価システム
CN101464240A (zh) * 2009-01-14 2009-06-24 北京航空航天大学 涡轮盘/叶片榫接高温复合疲劳加载方法及其装置
CN105808865A (zh) * 2016-03-15 2016-07-27 北京航空航天大学 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法
CN106202630A (zh) * 2016-06-28 2016-12-07 四川大学 汽轮机转子超高周疲劳疲劳强度与疲劳寿命评估方法
CN106446344A (zh) * 2016-08-29 2017-02-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种缺口结构试验件dfr值的确定方法
CN107843507A (zh) * 2016-09-19 2018-03-27 上海核工程研究设计院 一种带缺口试样的环境疲劳试验方法
CN107145641A (zh) * 2017-04-13 2017-09-08 南京航空航天大学 叶片振动疲劳概率寿命预测方法
CN109238718A (zh) * 2017-08-31 2019-01-18 中国航空制造技术研究院 一种发动机风扇叶片高周疲劳性能测试方法
CN107742025A (zh) * 2017-10-16 2018-02-27 北京航空航天大学 一种预测飞机金属蒙皮冲击后疲劳寿命的方法
CN109142528A (zh) * 2018-08-27 2019-01-04 佛山科学技术学院 一种高强度钛合金高温超高周疲劳寿命预测方法
CN110069858A (zh) * 2019-04-23 2019-07-30 中国科学院金属研究所 一种金属材料不同温度条件下高周疲劳性能的预测方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FOD缺口型损伤对TC4疲劳极限强度的影响;贾旭 等;《航空动力学报》;20180731;第33卷(第7期);第1584-1594页 *
基于最弱环理论的缺口件概率疲劳寿命预测方法;胡绪腾 等;《机械科学与技术》;20130228;第32卷(第2期);第164-169页 *
虑及高循环疲劳的裂纹型外物损伤叶片的可用极限;贾旭 等;《航空动力学报》;20190228;第34卷(第2期);第292-304页 *

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