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申请/专利权人：苏州健雄职业技术学院
摘要：本发明公开了一种基于强迫振动疲劳的航空发动机叶片飞脱试验试验方法。结合叶片结构尺寸、材料类别和性能数据、需要的飞脱转速开展静力学分析以确定剩余截面尺寸，并开展动力学分析，获得叶片各阶振型以及飞脱转速下各阶振动频率；基于飞脱转速和振动频率设计试验共振范围以及激振源数；开展损伤容限分析获得飞脱叶片振动应力门槛值。进而，按照：“设计叶片预切割—加速至飞脱转速—强迫激振系统打开—调整激励源—振动破坏实现叶片飞脱”的试验步骤开展试验。该方法利用了静力学、动力学以及结构损伤容限分析等多种技术，确保叶片实际断裂转速按照既定的设定转速断裂，实现高精度控制。
主权项：1.一种基于强迫振动疲劳的航空发动机叶片飞脱高精度控制试验方法，其特征在于，包括：根据叶片结构尺寸、材料类别和性能数据、需要的飞脱转速，开展静力学分析，获得飞脱叶片切割平面的剩余区域宽度W、厚度尺寸t；根据叶片结构尺寸、安装方式、材料类别和性能数据，开展动力学分析，获得飞脱叶片各阶振型和频率随工作转速下变化曲线；结合需要的飞脱转速，确定共振点，从而确定激振源数目N；根据切割方案、静应力结果、材料类别和性能数据，开展损伤容限分析，获得飞脱叶片振动应力门槛值Δσth；根据上述激振源数目N和门槛值Δσth，调节带有可调气流角度、压力和流量的气体激振系统，作为叶片飞脱试验系统的一部分；飞脱截面位置粘贴动应力测试应变片，试验过程中可读取应变值，换算至特定振型裂纹尖端位置应力Δσc，通过调整激振系统的流量，使得Δσc1.2Δσth，并保留一定时间，实现飞脱转速精准控制。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 苏州健雄职业技术学院 一种基于强迫振动疲劳的航空发动机叶片飞脱高精度控制试验方法
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