航空发动机压气机叶片振动疲劳裂纹扩展规律研究
以某型航空发动机压气机2级转子叶片为例，研究了叶片的振动疲劳裂纹扩展规律。研究过程中，首先利用有限元方法分别计算了试验状态与工作状态下叶片振动导致的裂纹尖端应力强度因子范围随裂纹长度的变化；试验研究了裂纹扩展速率与裂纹长度的关系。之后，综合计算结果和试验结论，得出叶片试验状态与工作状态下的裂纹扩展规律，并与Paris公式进行了比较，发现叶片的振动疲劳裂纹扩展速率da dN是与裂纹长度a和裂尖应力强度因子范围 IΔK 相关的多项式，而Paris公式不能描述叶片的振动疲劳裂纹扩展现象。研究结论可进一步确定叶片的损伤容限、确定合理的叶片检修周期，为保障飞行安全奠定基础。
含裂纹叶片、应力强度因子、有限元方法、裂纹扩展、损伤容限
33
V235.1(航空发动机（推进系统）)
国家自然科学基金51575524；陕西省自然科学基金2015JM5240；空军工程大学理学院博士后创新基金2013BSKYQD09
2016-07-11（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）
共5页
384-388
