高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验

针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题,对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行 了研究。根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布,采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考 核部位应力水平的影响,对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。制定了试验方案,设计了试验装置,在旋转试 验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验,按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。结果表明：温度变 化对轮盘考核部位应力的影响明显,瞬态温度沿径向呈“V”型分布,导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%, 使其成为涡轮盘的限寿部位;轮盘失效模式为低循环疲劳破坏,裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向,沿径向扩展导致轮盘失效。     

航空发动机包容试验研究综述

从试验目的、试验方法、研究内容3个方面对航空发动机研制过程中的机匣及机匣模拟件打靶试验、试验器旋转状态下的包容试验以及整机包容试验进行详细阐述,介绍了包容试验过程的复杂非线性瞬态动力学特征,总结了国内外研究进展情况与差距;依据包容试验的特征和测试目的综述了试验所需关键技术的研究进展,并对关键技术进行总结与分析;指出国内目前关键技术发展的不足之处,简要论述了中国航空发动机包容试验技术的发展重点。