科研之友
微信
新浪微博
Facebook
分享链接
摘要
为研究外物损伤冲击位置对航空发动机叶片疲劳极限的影响，基于落锤冲击试验系统，对TC4钛合金叶片模拟试件分别进行了边缘冲击和面心冲击等2种外物损伤试验；在此基础上，对缺口试件和光滑试件分别进行振动疲劳试验，获得损伤试件缺口几何特征，并得到了不同冲击位置下的TC4叶片振动疲劳极限。结果表明：面心冲击比边缘冲击造成的缺口宽度、深度、体积更大，缺口平均体积大46.7%;光滑试件疲劳裂纹的产生出现在试件缩颈处，外物损伤缺口均产生在缺口处；边缘冲击导致的叶片振动疲劳极限降低的程度反而要大于面心冲击，边缘冲击的疲劳极限较光滑试件下降了55.8%,面心冲击的疲劳极限较光滑试件下降了35.1%。
- 单位
