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针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证.为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现.在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核.结果表明:圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理,实现了预期的试验目标;所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能,满足大涵道比发动机的寿命设计目标;失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展. 相似文献
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为了研究大涵道比涡轮风扇发动机宽弦风扇叶片中采用的圆弧形燕尾榫连结构的低循环疲劳寿命,设计了1种双榫头的低循环疲劳试件及夹具,该试件具有可以避免试件上打孔、所受载荷单一、节省试验时间等优点。利用通用软件ANSYS对试件及夹具进行了3维接触应力分析,得到了试件及夹具上的应力分布规律,证明了该试件设计的可行性与合理性。考虑多轴应力对寿命的影响,对试件进行了弹塑性分析,用4种方法预测了试件的疲劳寿命并与初步的试验结果进行了比较,给出了4种预测方法的相对误差。结果表明:Neuber法和等效应变法应用较方便且预测结果均在可接受范围内。 相似文献
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金鼎 《民用飞机设计与研究》2016,(4):53
现代飞机外形设计越来越注重局部细节的精细化设计,翼尖局部修形便是其中一项重要的工作。针对翼尖截面形状,分析并总结出两种圆弧形截面的翼尖几何修形方法。 相似文献
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空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证 总被引:2,自引:2,他引:0
基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征,设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件,完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计,并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时,该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×107次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间,满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少,仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据,后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量,以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线,为工程研制奠定基础并积累数据. 相似文献
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为研究射流马赫数对连续超声速射流对撞流场演化及激波聚焦过程的影响,保持入射导流深度L=0.00mm不变,通过更换不同的Laval喷管,对马赫数分别为Ma=1.2,1.4,1.6和1.8时的实验工况凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究,用高速CCD(Charge coupled device)拍摄了圆弧形凹面腔中气流流场纹影照片,并用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化,对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过对比不同射流马赫数下激波反射聚焦过程,发现在低马赫数1.2时,表现出较强的激波完全聚焦特性,即前导激波碰撞形成反射激波,并反射聚焦形成三波点,从而在凹腔底部形成高温高压区触发爆震,前导激波完全聚焦过程在凹面腔内流场演化中占据主导地位。随着马赫数的增加,完全聚焦强度降低,在流场中的主导优势逐渐减弱;其激波聚焦频率受射流马赫数的影响较小,频率差值较小,基本保持一致。 相似文献
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