论文部分内容阅读
在航空发动机热端件寿命消耗模型中考虑了离心负荷、热负荷及蠕变的影响，在计算中通过对一般军用发动机飞行剖面的数据处理提取出影响寿命的３个主要循环进行其寿命消耗的计算。应用线性累积损伤理论将各种形式的寿命消耗百分数叠加以得到每次飞行发动机的寿命消耗和剩余寿命。以航空发动机高压涡轮盘作为算例，针对榫槽第二喉部、轮缘与腹板连接处和盘中心孔三危险处进行了寿命消耗计算。按本文模型编制的计算程序可对发动机热端件