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摘要：在航空发动机正常进行运作的过程中，其中叶片结构所起到的作用是非常重要的，而航空发动机在长时间的工作状态之下，发动机叶片会产生疲劳的现象，对于疲劳数值如果没有足够的了解的情况下，会使得航空发动机的安全状态工作产生不小的负面影响，在这种情况之下就需要重视航空发动机叶片疲劳试验方法的应用。本文试图在叶片疲劳试验件不足的情况下提出一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法——逐级加载法，最后获取到实验叶片的疲劳极限，这对于航空发动机和航空事业的发展都是具有重要的意义的，叶片结构的运行也会变得更加的可靠。
关键词：航空发动机;叶片疲劳;试验方式;创新改革;有效方式
前言：随着时间推移和时代的不断改革创新，国内的社会经济得到了快速的发展，而与此同时，时代发展也对各类社会事业的发展提出了崭新且更高的要求，其中之一就是航空事业。航空发动机叶片在不断应用过程中会产生疲劳的现象，航空事业快速的发展使得发动机的叶片工作环境变得更加严酷，如果不进行航空发动机叶片疲劳试验会影响到航空发动机的安全运行。所以，在接下来的文章中就将针对【一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法】进行详尽的阐述，除此之外，还会在文章中提出一定的具有建设性的意见或者对策。
一、新的航空发动机叶片逐级加载法的工作原理
新的航空发动机叶片逐级加载法的主要工作原理就是：采用基础位移振动激励手段和共振原理，在技术手段和原理的帮助之下，相关的工作人员就能够对航空发动机的叶片结构试验件施加需要的交变载荷，当获取到振动激励水平之后，其实反映的也就是试验载荷的水平，也就是所谓的疲劳极限值[1]。
在实际的试验过程中，首先需要在一阶弯曲模态频率的情况之下对航空发动机叶片结构进行正弦振动激励，此阶段的激励水平适当即可，这样就能够使得叶片结构产生相应水平的弯曲共振，此时叶身各处也会在这一激励情况之下产生相应的变化，其中包含相应的模态位移、模态应变等等。在这一过程中，试验件叶身的振动应变相应特性应该符合相关的计算结合，在理想情况之下，在应变叶片中心位置和测试的方向都比较明确的情况之下，叶身表面任何一个位子的振动应变响应都可以代表不同的叶身部位的应变响应实际数值，不同位置的应变响应也需要能够为不同的测试结果提供响应的验证，这也是逐级加载法应用效果比较优秀的主要原因之一[2]。
在实际的航空发动机叶片疲劳试验过程中，试验载荷水平比较低的情况之下，航空发动机试验件叶片中，其当量模态应力水平也应该比较低，此时的最大交变应力实际表现水平也应该比较低，如果试验实际结果不符合这一特点，则说明试验过程存在不合理现象。除此之外还需要知晓的是，当最大交变应力水平比航空发动机试验件叶片的疲劳极限还要低的情况之下，试验件将会具有无限的寿命，此类的试验过程可以循环多次（1*107）。
逐级载荷试验法需要不断的提升振动激励水平，当这一水平达到一定程度时，航空发动机试验件叶片中的当量模态应力水平应该进行一定的提升，此时的最大交变应力水平也会随之进行提升，直至超出试验件的疲劳极限，此时试验件也会产生不同程度的疲劳裂纹，证明试验件的疲劳值已经达到极限。在试验的过程中也需要使得试验件的最大应力水平呈现出一种循序渐进的状态，试验件的疲劳极限值理应处于最后两级的振动激励水平之间，整体上来说使得疲劳值的确定变得更加精确了。
在试验过程中，当航空发动机的试验件叶片结构出现疲劳损伤的情况之下，试验件的振动模态频率会出现下降的现象，这与已经存在的振动激励频率将会产生偏离的现象，试验件的振动响应水平也会产生下降，这一特点能够促进试验件疲劳寿命的推算。
二、新的航空发动机叶片逐级加载法的应用
（一）试验载荷以及其初期数值的选择
在新的航空发动机叶片逐级加载法的应用过程中，应考虑到有限元的数值计算工作，因此可以对相关的有限元软件进行运用，这一过程需要知道叶片一阶弯曲模态应力分布状态数据、信息[3]。
应力区的应变值从小到大按照字母的顺序进行排列，从A到P，其中A部分应力区的应力值是最小的，具体数值为8.29Mpa，P部分应力区的应力值是最大的，具体数值为350Mpa。在初期数值的选择上需要采用疲劳极限的百分之八十，后续逐渐增大试验载荷，实现逐级加载。
（二）试验数据的处理和试验结果的判定
在实际测试试验过程中也曾运用过逐级加载法，例如某种压气机叶片曾遇到过试验件数量不足，“升降法”试验考核初始应力偏低的情况。为了获得叶片要求寿命下的疲劳极限，采用了逐级加载法进行试验，选择初始应力为560Mpa，应力增量为20Mpa试验数据如下：
按下式计算：
其中：： =640MPa， =620MPa， =2.14×106
计算得到： =620Mpa。
可以得到的该级叶片疲劳极限值为620MPa。
结论：综上所述，就是目前为止针对【新的航空发动机叶片逐级加载法】的相关研究和分析内容了，从文中叙述的内容中不难看出，目前航空事業或者是航空发动机自身对于叶片结构的要求正在提升的过程当中，而且叶片的实际工作环境也变得越来越恶劣，此时就需要对逐级加载法进行运用，并且分阶段进行运用，当然这一试验法后期也需要不断的优化、完善，才能变得比较全面。
参考文献：
[1]王小蒙，王洪斌，卢玉章， 等.某型航空发动机单晶涡轮叶片热冲击疲劳行为研究[J].铸造，2018，67（4）：308-311
[2]杨伟新，李彦，王平.一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法[J].噪声与振动控制，2017，37（5）
[3]王琰，郭定文.航空发动机转子叶片的声振疲劳特性试验[J].航空动力学报，2016，31（11）
关键词：航空发动机;叶片疲劳;试验方式;创新改革;有效方式
前言：随着时间推移和时代的不断改革创新，国内的社会经济得到了快速的发展，而与此同时，时代发展也对各类社会事业的发展提出了崭新且更高的要求，其中之一就是航空事业。航空发动机叶片在不断应用过程中会产生疲劳的现象，航空事业快速的发展使得发动机的叶片工作环境变得更加严酷，如果不进行航空发动机叶片疲劳试验会影响到航空发动机的安全运行。所以，在接下来的文章中就将针对【一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法】进行详尽的阐述，除此之外，还会在文章中提出一定的具有建设性的意见或者对策。
一、新的航空发动机叶片逐级加载法的工作原理
新的航空发动机叶片逐级加载法的主要工作原理就是：采用基础位移振动激励手段和共振原理，在技术手段和原理的帮助之下，相关的工作人员就能够对航空发动机的叶片结构试验件施加需要的交变载荷，当获取到振动激励水平之后，其实反映的也就是试验载荷的水平，也就是所谓的疲劳极限值[1]。
在实际的试验过程中，首先需要在一阶弯曲模态频率的情况之下对航空发动机叶片结构进行正弦振动激励，此阶段的激励水平适当即可，这样就能够使得叶片结构产生相应水平的弯曲共振，此时叶身各处也会在这一激励情况之下产生相应的变化，其中包含相应的模态位移、模态应变等等。在这一过程中，试验件叶身的振动应变相应特性应该符合相关的计算结合，在理想情况之下，在应变叶片中心位置和测试的方向都比较明确的情况之下，叶身表面任何一个位子的振动应变响应都可以代表不同的叶身部位的应变响应实际数值，不同位置的应变响应也需要能够为不同的测试结果提供响应的验证，这也是逐级加载法应用效果比较优秀的主要原因之一[2]。
在实际的航空发动机叶片疲劳试验过程中，试验载荷水平比较低的情况之下，航空发动机试验件叶片中，其当量模态应力水平也应该比较低，此时的最大交变应力实际表现水平也应该比较低，如果试验实际结果不符合这一特点，则说明试验过程存在不合理现象。除此之外还需要知晓的是，当最大交变应力水平比航空发动机试验件叶片的疲劳极限还要低的情况之下，试验件将会具有无限的寿命，此类的试验过程可以循环多次（1*107）。
逐级载荷试验法需要不断的提升振动激励水平，当这一水平达到一定程度时，航空发动机试验件叶片中的当量模态应力水平应该进行一定的提升，此时的最大交变应力水平也会随之进行提升，直至超出试验件的疲劳极限，此时试验件也会产生不同程度的疲劳裂纹，证明试验件的疲劳值已经达到极限。在试验的过程中也需要使得试验件的最大应力水平呈现出一种循序渐进的状态，试验件的疲劳极限值理应处于最后两级的振动激励水平之间，整体上来说使得疲劳值的确定变得更加精确了。
在试验过程中，当航空发动机的试验件叶片结构出现疲劳损伤的情况之下，试验件的振动模态频率会出现下降的现象，这与已经存在的振动激励频率将会产生偏离的现象，试验件的振动响应水平也会产生下降，这一特点能够促进试验件疲劳寿命的推算。
二、新的航空发动机叶片逐级加载法的应用
（一）试验载荷以及其初期数值的选择
在新的航空发动机叶片逐级加载法的应用过程中，应考虑到有限元的数值计算工作，因此可以对相关的有限元软件进行运用，这一过程需要知道叶片一阶弯曲模态应力分布状态数据、信息[3]。
应力区的应变值从小到大按照字母的顺序进行排列，从A到P，其中A部分应力区的应力值是最小的，具体数值为8.29Mpa，P部分应力区的应力值是最大的，具体数值为350Mpa。在初期数值的选择上需要采用疲劳极限的百分之八十，后续逐渐增大试验载荷，实现逐级加载。
（二）试验数据的处理和试验结果的判定
在实际测试试验过程中也曾运用过逐级加载法，例如某种压气机叶片曾遇到过试验件数量不足，“升降法”试验考核初始应力偏低的情况。为了获得叶片要求寿命下的疲劳极限，采用了逐级加载法进行试验，选择初始应力为560Mpa，应力增量为20Mpa试验数据如下：
按下式计算：
其中：： =640MPa， =620MPa， =2.14×106
计算得到： =620Mpa。
可以得到的该级叶片疲劳极限值为620MPa。
结论：综上所述，就是目前为止针对【新的航空发动机叶片逐级加载法】的相关研究和分析内容了，从文中叙述的内容中不难看出，目前航空事業或者是航空发动机自身对于叶片结构的要求正在提升的过程当中，而且叶片的实际工作环境也变得越来越恶劣，此时就需要对逐级加载法进行运用，并且分阶段进行运用，当然这一试验法后期也需要不断的优化、完善，才能变得比较全面。
参考文献：
[1]王小蒙，王洪斌，卢玉章， 等.某型航空发动机单晶涡轮叶片热冲击疲劳行为研究[J].铸造，2018，67（4）：308-311
[2]杨伟新，李彦，王平.一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法[J].噪声与振动控制，2017，37（5）
[3]王琰，郭定文.航空发动机转子叶片的声振疲劳特性试验[J].航空动力学报，2016，31（11）