压气机转子叶片动频动应力测试技术和应用研究

通过对某型发动机第二级压气机转子叶片在整机上进行动频，动应力测量的应用实例，介绍了一种较为成熟的测量方法。该方法先通过电动振动台对叶片进行应力分布试验，确定了动测叶片的应变片粘贴位置，然后在试车台架上对试验叶片实测，根据应变片输出信号判断叶片的动频，动应力，试验结果表明，该技术具有实际应用价值，可以为同类测量提供参考。     

宽弦空心风扇叶片大鸟撞击试验研究

为了建立钛合金空心风扇单叶片大鸟撞击试验方法，针对宽弦钛合金空心风扇叶片开展了大鸟撞击叶片位置敏感性分 析、鸟撞参数设计及鸟弹姿态控制研究，制定了大鸟撞击风扇叶片试验方案，完成了试验装置设计并进行了验证试验。结果表明：钛 合金空心风扇叶片对大鸟撞击位置敏感性强，撞击最危险位置为50%叶高处；通过采用人工明胶鸟弹、优化弹托和增加泄压段，可 有效提高鸟弹姿态控制精度；验证试验结果与设计预期吻合度良好，表明风扇叶片静止且鸟与风扇叶片的相对速度为工作状态下 的大鸟撞击试验可有效模拟大鸟撞击叶片的冲击历程。     

轴流压气机叶片排流场非定常频谱特性试验技术

为了揭示轴流压气机叶片排的非定常流动特性，同时与压气机气动性能和气动稳定性相关联，开展了轴流压气机叶片排流场非定常频谱特性试验研究，并对该试验的试验技术和参数测试方法做了相应介绍。试验结果表明，该试验技术对进行轴流压气机叶片排流场非定常频谱特性试验是行之有效的。     

航空发动机机匣包容性试验研究

为了研究某型发动机机匣的包容性，在立式旋转试验器上进行了包容性试验。在进行叶片飞断转速控制时，提出1 种改 进的预置切口的方法，并通过拉伸试验和有限元法确定了切口预留面积。考虑了相邻叶片对飞断叶片的影响，制定了试验方案，获 得了叶片的飞断转速、断叶与机匣的撞击影像、转子的冲击载荷、试验过程中的轴心轨迹和机匣受到撞击后的动态响应。结果表明： 涡轮叶片在5620 r/min 转速下飞断，准确控制在预定范围内，该型机匣能够包容失效叶片，测试方案合理有效，可为航空发动机机 匣包容性试验提供参考。     

某发动机高压涡轮1级转子叶片热冲击对比试验分析

通过对英产和国产的某机高压涡轮1级转子叶片在同一状态下进行相同载荷的热冲击对比试验，测量检查叶片表面裂纹的产生和扩散速率，判断国料叶片与英料叶片的相对强度性能和疲劳寿命。论述了热冲击试验方法，得到了国料叶片与英料叶片抗热冲击疲劳寿命相当的结论，为国产叶片的使用与定寿提供了依据。     

大载荷跨音速高温涡轮复合式气冷叶片设计、试验和分析研究 （三）气冷叶片参数对冷却效果的影响

本文根据对四套跨音速涡轮复合式气冷叶片进行试验所获得的大量实验数据，较系统地研究了气冷叶片参数对冷却效果的影响。为设计气冷叶片选择参考积累了经验，提供了试验依据。     

燃机叶片腐蚀／磨蚀试验装置

介绍了热能工程研究所PFBC－CC燃烧机叶片腐蚀／磨蚀试验装置的系统，主要部件，允许试验参数和主要特点。经过400余小时的试验，证明装置性能稳定，达到设计要求，完成了PFBC－CC燃机叶片腐蚀／磨蚀试验，能够进行各种涂层工艺和配方的对比鉴别；同时，试验装置运行稳定，运行工况 节和控制简单易行，每次可在高，低温两个试验区对48片叶片进行腐蚀／磨蚀的试验。     

气固两相透平叶片冲蚀特性的气动试验研究

在自行研制风洞中先后对应用较广的MCrAlY叶片涂层和2Crl2Mo-5叶片合金、钢丸表面强化试件在不同气流速度、颗粒冲角、颗粒性状、颗粒粒度的条件下进行了气动冲蚀试验。试验结果表明，无论是涂层还是合金，冲蚀率均随冲蚀颗粒的累积质量呈线性变化；由对比可知，其它条件相同的情况下，涂层在广泛的冲角范围内较合金的冲蚀率更小，表面的“烧结”特征，能减小叶片的冲蚀率；表面呈多棱的石英砂颗粒对试件的冲蚀程度强于带突圆球状的催化剂颗粒；在该试验范围内，相同材质的颗粒，粒度愈大，对试件的冲蚀率愈大；钢丸表面强化工艺兼有防冲蚀的能力。试验结果将为优化叶片选材、简化叶片维修技术、降低叶片维修成本提供有益的参考。     

气膜冷却对涡轮叶片表面压力分布影响的试验研究

本文在中温，中压条件下，对有气膜冷却的复合式涡轮叶片的表面压力分布进行了试验研究。探讨叶片冷气流量比，气膜孔开设位置，燃气与冷气的绝对温度比对表面压力分布的影响。介绍了在中温，中压条件下，各冷却参数对涡轮叶片表面压力分布综合影响的试验研究结果。     

涡轮叶片表面气膜冷却效率的实验研究

采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验，测量了涡轮导向叶片表面不同位置单排气膜孔的气膜冷却效率，研究了孔排位置、吹风比及来流雷诺数的影响。风洞实验段由3个叶片组成，其中中间的叶片为试验叶片，由优质木材制成。试验叶片表面上开有15排气膜孔，其中吸力面3排，前缘区6排，压力面6排。实验的参数变化范围是：基于叶片弦长的来流雷诺数250000-450000，吹风比0．5-2．5。结果表明，由于气膜孔排位置的不同，其下游冷却效率受来流雷诺数及吹风比影响的变化趋势也有所不同。     

孔位对涡轮叶片表面气膜冷却换热系数的影响

采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验，测量了涡轮导向叶片表面不同位置单排气膜孔喷射时下游的换热系数，研究了孔排位置、吹风比的影响。风洞实验段由3个叶片组成，中间的叶片为试验叶片，由优质木材制成。试验叶片表面上开有15排气膜孔，吸力面3排，前缘区6排，压力面6排。实验中吹风比的变化范围是0.5～2.5。研究结果表明：由于气膜孔排位置的不同，喷气对换热系数的影响范围不同，换热系数受吹风比影响的变化趋势也有所不同。     

某发动机低压压气机2级转子叶片改型研究

对在外场多次发生断裂故障的某发动机低压压气机2级转子叶片进行分析，提出了对该级叶片改型加厚的设计方案。通过对改型后压气机气动性能及叶片自振频率和应力变化等进行计算，并对叶片进行疲劳试验，掌握了叶片改型后应力下降和寿命增长的规律，提高了叶片的疲劳寿命和抗损伤能力，可降低叶片断裂故障率。     

BR715成功通过风扇叶片分离试验

1998年7月8日被选为新型波音B717－22双发喷气机唯一动力装置的BR715发动机成功地通过了整机风扇叶片分离试验。至此，计划今年9月进行的发动机取证工作所需的主要试验已全面完成。宝马·罗罗公司工程总监开普勒教授在试验完成后评价道：“这次试验的成功证实了我们工程队伍的出色能力。”该项试验中，首先选定了一个叶片，在其根部安装上爆炸装署，当风扇转速最大时，引爆该装置，使叶片脱离风扇。当发动机在控制下减速而其结构的整体性没有损失的情况下，分离后的风扇叶片被包容系统所罩住。该试验显示了BR715发动机的坚实的包容性。作…     

某型发动机Ⅰ级涡轮工作叶片低周疲劳寿命研究

为了排除某型发动机一级涡轮工作叶片断裂的故障，对现役的同类型叶片采用了“加严无损探伤”的方法，筛选掉有缺陷叶片；为了验证该方法的可行性和确定合格叶片的安全寿命，分别对合格和不合格（有缺陷）叶片进行了高温低周疲劳试验研究。在进行试验数据处理时分别使用了最小二乘法和极大似然法对威布尔参数β、η进行了计算，根据β、η两个参数，计算了合格和不合格叶片在故障概率为0.1%时的安全寿命值。     

叶尖定时振动测量系统及其在某模拟试验件上的应用

本文从理论上推导了叶片同步共振分析算法，并利用开发的叶尖定时测振系统在某模拟试验件上完成叶片同步共振测量试验．所得结果与理论分析一致，验证了算法的可行性。     

镍基单晶结构的蠕变损伤寿命研究

基于镍基单晶合金材质细观演化规律，提出了同时考虑筏化-解筏及夹杂空洞损伤机理的双参数蠕变损伤本构模型。该本构模型已编入ABAQUS的umat。单向应力状态试验表明它可以模拟镍基单晶结构材料的蠕变规律，特别是晶体取向相关性；利用双剪切和模拟单晶叶片蠕变试验对模型进行了考核，结果相当满意。进一步对单晶叶片的蠕变损伤寿命进行分析，叶片的三维取向优化，可以很大程度地提高叶片的蠕变寿命。     

智能平板叶片的振动主动控制研究

介绍了利用形状记忆合金对悬臂平板叶片进行错频以实现振动主动控制的原理及试验研究。首先推导出回复力作用下的复合平板叶片的弯曲振动特性。然后对平板叶片进行了振动主动控制试验。根据理论分析和试验研究，提出了一些利用形状记忆合金进行振动主动控制的特点和规律。     

单晶涡轮叶片材料本构模型及应用研究

综述了各向异性单晶叶片强度分析和寿命预测方面的一些研究工程，这些工作包括；建立并验证了弹塑性，蠕变滑移本构模型及蠕变持久寿命预测方法，进行了不同晶体取向DD3单晶在不同温度，不同速率或不同温度，不同应力水平下的拉伸试验。蠕变，疲劳及热疲劳试验。开发了大型单晶结构有限元分析软件SLAPSC和ABAQUS的umat；用双剪切试样和模拟叶片等系列试验对模型和有限元进行考核。并应用上述试验研究的结果，对某发动机单晶涡轮叶片进行了强度分析和寿命预测。     

IC10合金涡轮叶片叶身不同部位取样的力学性能试验

为评估服役前IC10合金涡轮叶片不同部位的真实材料力学性能，与《航空发动机设计用材料数据手册》中采用标准试 棒获得的性能数据进行对比。在选取的新叶片的叶身尾缘、叶背和叶盆处沿叶高方向完成小尺寸的工字形试验件取样，通过优化 设计的工装在保证加载同轴度和安装一致性的基础上进行单轴加载试验，即900℃拉伸试验以及900℃、342/374 MPa的持久寿命 试验。试验结果表明：试样均在平行段断裂，符合试验设计要求；相比于手册中标准试棒的测试数据，试样的抗拉强度下降约 20%，持久寿命缩短达76%～85%；不同叶身部位的原始组织形貌相似，试样性能差别不大；应力提高会导致取样的持久寿命明显 降低，其中盆侧取样的降低幅度最大，约64%。相比于标准试棒，叶身的本体取样兼具了铸造叶片的晶体取向和薄壁特征，在一定 程度上可以真实反映叶片的力学性能，为客观评价IC10合金涡轮叶片材料力学性能奠定了基础。     

密布小孔构件的振动分析

以航空燃气涡轮发动机中密布小孔的涡轮冷却叶片为对象，将试验研究与有限元数值分析有机结合，建立了一种新的可准确算出上述叶片振动特性的混合法，在大量试验分析的基础上，得到了小孔排列方式和开孔率对叶片固有振动频率的影响规律，并用数学函数表示出来，运用等效概念，提出等效准则，将小孔效应用等效参数表示，并引入有限元数值分析中，得到了满意的计算结果；与试验数据十分吻合，相对误差约为3.4%。