【摘 要】
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针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1：2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证。为了简化试验,
【机 构】
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中航商用航空发动机有限责任公司,北京航空航天大学能源与动力工程学院
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针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1：2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证。为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现。在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核。结果表明：圆弧形榫连结构的高、低循环
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