摘要
首次报道了关于采用11CrNi2MoVA材料制造的某型航空发动机压气机第3级叶片振动疲劳特性的研究.结果发现:(1)叶片振动疲劳破坏模式随使用寿命增加而变化.新叶片的破坏位置在叶背最大应力点附近处,而随着使用寿命的增加,叶片破坏位置转向进排气边缘.(2)叶片振动疲劳强度随使用寿命增加而逐渐下降.采用升降法对新叶片、200小时、400小时叶片的实验结果证实了这一点.(3)采用现行方法对叶片的维修有利于叶片疲劳强度的恢复.对使用寿命为400小时的未维修叶片和已完成维修叶片的对比实验表明,维修可使叶片疲劳强度提高,但叶片破坏位置仍在叶片的进排气边缘.
维普
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