[发明专利]一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法

权利要求书

1.一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、获取整机叶片安装方式，设置与整机工作一直的边界条件，进行整机状态叶片振动特性有限元分析，获得整机状态下叶片的振动应力参数，并根据其计算得到整机状态下，叶片的应力主方向；

S2、基于试验状态叶片安装方式，进行试验状态的叶片振动特征有限元分析，获得试验状态下叶片的振动应力参数，并根据其计算得到试验状态下，叶片的应力主方向；

S3、对比文分析判断整机状态下和试验状态下，叶片在的应力主方向是否相等，若不相等，则对叶片在长度方向进行截短，并返回步骤S2重新计算叶片的应力主方向，若相等，则进入步骤S4；

S4、根据应力主方向相等时的叶片长度，对叶片进行截短加工，基于截短加工后的叶片进行振动疲劳试验。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，所述步骤S1和步骤S2中，获取的振动应力参数包括叶片的固有振动频率、振型、相对振动应力以及应力方向。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，所述步骤S1和步骤S2中，计算叶片的应力主方向时，以叶片的第一节振动模态为研究对象。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，所述步骤S1和步骤S2中，叶片的应力主方向的计算方法为：

根据根据叶片受力状态和莫尔圆计算公式，绘制出莫尔圆，根据所述莫尔圆确定应力主方向。

5.根据权利要求4所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，根据所述莫尔圆确定应力主方向的计算公式为：

；

其中，表示主应力与x周之间的夹角，τ_xy表示剪切应力，σ_x表示沿x方向的应力，σ_y表示沿y方向的应力。

6.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，所述步骤S3中，下一个叶片的截短量根据上一个叶片试验状态下的主应力方向与整机状态下的主应力方向差异调整。

7.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片振动疲劳试验截短试验方法，其特征在于，所述步骤S3中，对叶片在长度方向进行截短的具体方法为：

先设置一个初始截短量对叶片进行截短，计算截短后应力主方向并与整机状态进行比较，然后多次调整截短量，重复计算截短后的应力主方向，获得截短量与应力主方向之间的关系，根据所述关系进行截短量的调整，直至得到与整机状态下主应力方向一致的叶片截短量。