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航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹
故障分析与思考 总被引:1,自引:0,他引:1
针对航空发动机涡轮整体叶盘叶片发生的高周疲劳裂纹故障,及排故初期受动应力测试条件限制,主要采取增强结构抗力的排故措施使裂纹位置集中于叶片尾缘根部。后经高温、高转速、小尺寸整体叶盘叶片动应力测试技术攻关,明确故障主要为涡轮导叶尾流激起的叶片振动应力超限所致。采取增加导叶数避开共振的改进措施,并经整机高周疲劳试验考核验证了其有效性。认识到叶片振动特性设计时需关注的几个问题,及先进动应力测试技术在发动机研制过程中的不可或缺,形成了一套经过实践验证的叶片高周疲劳排故工作流程,对国内航空发动机研制起到一定的参考借鉴作用。 相似文献
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获得材料许用值的传统方法是对各种形式的材料和试样进行物理试验,并根据"积木式"方法逐级验证单元、子部件和部件。然而,按照"积木式"方法进行测试的成本很高。因此,需要一种新的方法,在较短的时间内完成新材料体系表征鉴定,并推进其在工程中的应用。根据FAA/ASTM建议,非均质单胞多尺度建模/虚拟测试技术,可以成为设计应用过程早期的材料和结构的验证策略。以材料的细观力学/宏观力学为基础,充分考虑制造过程,测试数据和服役环境影响,结合渐进失效分析来预测结构/部件安全性,建立了多尺度虚拟测试工程应用流程。本文采用美国AlphaSTAR公司研发的成熟商业软件平台GENOA,使用单向带测试的统计数据来逆推纤维和基体材料性能以及制造变量的不确定性。这些不确定性随后被用于生成层合板结构的随机虚拟测试试样,计算许用值。这种仿真方法在T800H项目中获得成功应用,大量减少了物理试验。 相似文献
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为了快速准确地计算卡箍管路系统的振动响应,提出了基于测试数据的卡箍非线性等效建模方法。对卡箍直管系统进行低幅值激励的模态测试,利用试验数据对有限元模型进行修正,识别卡箍线性刚度、线性阻尼参数。对卡箍直管系统开展不同激励水平下的恒力测试,通过样条插值多项式法将恒力频响函数转换为恒位移、恒速度频响函数,并进一步识别卡箍非线性等效刚度、非线性等效阻尼,建立了考虑卡箍非线性的等效动力学模型。研究表明:该卡箍等效动力学模型的预测频响函数与试验频响函数的最大误差仅为-6.9%,可以有效地反映卡箍实际的刚度、阻尼特性,对解决卡箍管路系统的振动响应分析具有重要的指导意义。 相似文献
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对倾角回转误差的算法和公式进行了积极探讨,对GJB1801-1993中倾角回转误差算法进行改进尝试并通过对测试方法进行理论分析和一组典型数据的计算结果对此予以进行证明。在此基础上对倾角回转误差算法进行了修正,增加约束条件:消除的一阶谐波分量必须幅值相同,相位相差90°,从而得到修正公式。再从基本误差定义出发,重新对倾角回转误差进行推导,得到了相同的结果。 相似文献