10.3969/j.issn.1000-4998.2023.09.021
航空发动机涡轮叶片热冲击试验
某型航空发动机涡轮叶片在使用过程中发生疲劳断裂故障,为避免故障再次发生,对涡轮叶片的材料和结构进行改进,以提高涡轮叶片的振动疲劳强度和热疲劳强度.对改进前后的涡轮叶片进行热冲击试验,论述了试验原理,介绍了试验过程,并分析了试验结果.试验结果表明,改进后涡轮叶片的平均温度比原涡轮叶片低,叶身温度分布更均匀.进气边是涡轮叶片最易产生热疲劳裂纹的部位,改进后涡轮叶片的热疲劳寿命更长.
航空发动机、涡轮叶片、热冲击试验
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V232.4(航空发动机（推进系统）)
2023-10-13（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）
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