压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法

1.本发明涉及航空发动机叶片检测技术领域，具体涉及一种压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法。


背景技术：

2.环境适应性是包括航空发动机在内的所有航空装备的一种极其重要的质量特性，它直接关系到发动机的使用效能、使用寿命和安全性；航空发动机典型结构受环境因素作用而发生腐蚀损伤会直接导致其环境适应性下降并诱发腐蚀疲劳问题；随着其使用年限的增加，航空发动机典型结构会逐渐发生腐蚀并逐年加重，成为其外部结构与气流通道结构的主要损伤形式之一，尤其是在沿海高温、高湿、高盐雾环境下，环境腐蚀最终成为影响发动机环境适应性和使用寿命的突出问题；典型的发动机压气机叶片在沿海地区真实腐蚀状况如图1-1所示；
3.叶片是航空发动机的关键零部件之一，其性能的优劣及寿命的长短直接影响航空发动机是否会安全运行，且叶片一旦腐蚀破坏，就很有可能造成灾难的后果；航空发动机叶片结构的疲劳寿命是其使用寿命最重要的组成部分，是叶片结构在其使用载荷谱和环境作用下寿命的度量指标；长期以来全尺寸叶片结构定寿的疲劳试验是在一般环境下进行的，没有施加环境的作用，因此，定寿结论原则上适用于“国内陆地上地区、一般环境下”，对在沿海、湿热地区使用的航空发动机叶片而言，其疲劳寿命若还依靠传统一般环境下的疲劳试验方法获取，则结果难以直接工程应用，需经过合理的评估；
4.因此，考虑到航空发动机压气机叶片在沿海地区使用时的腐蚀现状，如何分析、评估沿海地区强腐蚀性环境条件下的航空发动机叶片结构的疲劳寿命是航空发动机结构海洋环境适应性工程上迫切需要解决的关键技术问题；只有解决了这个问题，才能准确给出在沿海、湿热地区使用的发动机结构的使用寿命；
5.以某型航空发动机0cr16ni5mo1合金钢材料压气机叶片结构为研究对象，对其分别开展了10个当量日历年限(各个当量日历年分别用t1，t2，t3......t9，t10表示，下同)的模拟沿海环境的预腐蚀试验和预腐蚀试验后的振动疲劳试验，根据试验结果，分析该材料叶片结构在沿海环境下的振动疲劳寿命演变规律，并采用预腐蚀影响系数方法，建立腐蚀影响系数c-t曲线表达式，采用该曲线对其在沿海服役环境、一定服役年限下的振动疲劳寿命进行评估；
6.因此，综合上述现有问题，亟需设计一种航空发动机压气机合金钢叶片沿海环境下振动疲劳寿命分析与评估方法，以解决上述现有技术存在的问题。


技术实现要素：

7.针对上述存在的问题，本发明旨在提供一种压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法，本方法通过综合预腐蚀试验、预腐蚀后振动疲劳试验和基于试验数据获取的腐蚀影响系数分析方法对航空发动机压气机叶片沿海环境下的力学寿命进行评
估，结果表明，采用上述综合预腐蚀试验、预腐蚀后振动疲劳试验与腐蚀影响系数相组合的方法，可以较好地分析航空发动机压气机叶片在沿海环境下的疲劳寿命变化规律，能够有效分析与评估压气机叶片结构在沿海环境下使用的寿命。
8.为了实现上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
9.压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法，包括步骤
10.step1.确定压气机合金钢叶片的腐蚀情况与服役环境和服役时长的关系；
11.step2.确定预腐蚀后的压气机合金钢叶片在荷载下的振动疲劳特性；
12.step3.确定压气机合金钢叶片在预腐蚀后的疲劳寿命演化规律，确定对数疲劳寿命与腐蚀当量日历年限的线性关系；
13.step4.确定压气机合金钢叶片的腐蚀影响系数，基于腐蚀影响系数进行压气机合金钢叶片的疲劳寿命评估；
14.step5.进行压气机合金钢叶片疲劳寿命与沿海环境下腐蚀损伤相关验证分析。
15.优选的，在步骤step1中，利用压气机合金钢叶片模拟服役环境的预腐蚀试验对气机合金钢叶片的腐蚀情况与服役环境和服役时长的关系进行分析；确定在沿海环境下，压气机叶片结构会受到环境影响而产生腐蚀损伤，且腐蚀损伤在一定周期内会随装备服役时间增长而逐渐加重。
16.优选的，在步骤step2中，利用压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳试验分析预腐蚀后的压气机合金钢叶片在荷载下的振动疲劳特性；所述压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳试验基于有限元法进行；确定合金钢材料叶片在10个当量日历年限的加速腐蚀过程中，叶片表面个别缺陷位置发生局部腐蚀，表现为区域化斑点；随着腐蚀周期延长，直至后期第9当量日历年限，叶片表面腐蚀区域开始逐渐增多，局部斑点区域增多。
17.优选的，在步骤step3中，利用压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳寿命演化规律分析实验分析压气机合金钢叶片在预腐蚀后的疲劳寿命演化规律，确定对数疲劳寿命与腐蚀当量日历年限的线性关系；得到对数疲劳寿命lgn与腐蚀当量日历年限t的线性关系式为：lgn＝6.83-0.14t，r2＝0.96。
18.优选的，在步骤step4中，利用环境腐蚀条件下航空装备结构疲劳寿命评估方法确定压气机合金钢叶片的腐蚀影响系数，建立c-t曲线。
19.优选的，所述的利用环境腐蚀条件下航空装备结构疲劳寿命评估方法确定压气机合金钢叶片的腐蚀影响系数的具体过程包括步骤：
20.step4021.定义和获取腐蚀影响系数c；
21.(1)定义腐蚀影响系数c
22.以一般环境下疲劳寿命定寿结论为基础，引入腐蚀影响系数c，将腐蚀条件下的损伤折算为当量的一般环境飞行小时数，以其达到一般环境下疲劳寿命作为评定和监控腐蚀条件下疲劳寿命的准则；
23.腐蚀影响系数cj定义为:
24.其中，n
0j
为腐蚀周期为j的寿命值，n0为未腐蚀结构寿命值；
25.(2)获取腐蚀影响系数c；
26.step4022.建立腐蚀影响系数c与腐蚀时间t的曲线。
27.优选的，步骤step4021(2)所述的腐蚀影响系数c的获取过程包括
28.1)测定n0，采用指定疲劳关键部位模拟试件，进行室温大气环境和使用载荷谱下的成组疲劳试验，得到一组疲劳寿命n
0k
(k＝1，
…
，m0)，设其服从对数正态分布，则
29.2)测定n
0j
,采用一组相同的模拟试件，先在加速试验环境谐下进行相当于地面停放tj年的加速腐蚀试验，然后在室温大气环境和使用载荷谱下进行成组疲劳试验，得到疲劳寿命n
kj
(k＝1,
…
，mj)，中值寿命
30.3)测定c-t曲线，需要选定若干个tj(j＝0,1,
…
,q)，用(q 1)组模拟试件，1组用于测定n0，q组则分别加速腐蚀至相当环境腐蚀tj年后进行室温大气环境和使用载荷谱下成组疲劳试验，测得q个n
0j
，从而获得q组(tj，cj)数据，采用函数关系式对数据进行拟合，确定c-t曲线。
31.优选的，步骤step4022所述的腐蚀影响系数c与腐蚀时间t曲线的建立过程包括
32.(1)由(tj，cj)数据拟合的c-t曲线与由(tj，cj)数据拟合的c-t曲线具有类似的函数表达式；
33.(2)c-t曲线的建立主要依据疲劳关键部位模拟试件对应若干tj下的cj试验测定结果，即(tj，cj)(j＝1，
…
，q)数据；
34.(3)依据(tj，cj)数据的变化规律和对c-t(c-t)变化规律的分析，选择与它对应的几种可能的函数关系，由(tj，cj)(j＝1，
…
，q)数据加以拟合，以拟合相关性最好为主要依据；并参考常用使用年限范围内的cj拟合值与试验值偏差的大小，选择c-t(c-t)曲线的表达式；
35.(4)在建立c-t曲线时，考虑现实的物理背景，即：
36.随着环境腐蚀时间t的增加，腐蚀影响系数c值会不断下降；即在装备服役初期，腐蚀对疲劳寿命影响不显著；随着服役时间延长，环境腐蚀作用开始显现，随着腐蚀损伤的形成和加剧，疲劳寿命及c值下降梯度较大；疲劳寿命和c值下降梯度逐渐减小；
37.综述物理背景，可以归纳c-t曲线具有如下性质：
38.①
t＝0时，c(0)＝1；
39.②
t＝∞时，c(∞)＝0；
40.③
随着环境腐蚀腐蚀时间的增加，结构疲劳寿命不断降低，即有：c’(t)≤0；
41.根据上述三点，提出c-t曲线表达式：
42.c(t)＝1.0-βt
α
[0043][0044]
式中：β为系数；α为指数。
[0045]
本发明的有益效果是：本发明公开了一种压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法，与现有技术相比，本发明的改进之处在于：
[0046]
本发明设计了一种压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法，本方法首先设计航空发动机压气机合金钢材料叶片模拟沿海环境的加速腐蚀试验方案，获取
叶片结构在沿海环境下的腐蚀形貌与损伤统计信息；其次基于合金钢材料力学性能参数和叶片结构有限元分析，设计了该叶片预腐蚀后振动疲劳试验方案，并对t0、t4、t7、t9、t10预腐蚀当量日历年限下的叶片开展振动疲劳试验，获取叶片预腐蚀后的疲劳寿命数据；再次，基于振动疲劳试验数据，建立合金钢材料叶片沿海环境下疲劳寿命随使用年限的演变规律，得到的疲劳寿命的演变规律；最后，提出了腐蚀影响系数概念，并基于振动疲劳试验数据，建立腐蚀影响系数c-t曲线，并对典型预腐蚀后压气机叶片的疲劳寿命进行评估分析，评估误差都在5％左右，并结合腐蚀损伤深度相关性对疲劳寿命分析结果进行了验证；结果表明，综合预腐蚀试验、预腐蚀后振动疲劳试验与腐蚀影响系数相组合的方法，可以较好地分析航空发动机压气机叶片在沿海环境下的疲劳寿命变化规律，可用于压气机叶片结构在沿海环境下使用的寿命分析与评估。
附图说明
[0047]
图1-1为本发明某型航空发动机压气机沿海地区使用叶片腐蚀点图。
[0048]
图1-2为本发明压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法的流程图。
[0049]
图2为本发明实施例2 0cr16ni5mo1压气机叶片加速腐蚀曲线图。
[0050]
图3为本发明实施例2 0cr16ni5mo1叶片原始形貌图。
[0051]
图4为本发明实施例2叶片试件在环境箱中的摆放图。
[0052]
图5为本发明实施例2 0cr16ni5mo1叶片典型当量日历年限腐蚀外观形貌图。
[0053]
图6为本发明实施例2点蚀形貌参量定义图。
[0054]
图7为本发明实施例2腐蚀损伤深度显微镜测量图。
[0055]
图8为本发明实施例3最小夹紧力矩曲线图。
[0056]
图9为本发明实施例3有限元计算结果图。
[0057]
图10为本发明实施例3叶片装配图。
[0058]
图11为本发明实施例3最小夹紧力矩试验图片。
[0059]
图12为本发明实施例3最小夹紧力矩曲线图。
[0060]
图13为本发明实施例3应力分布贴片位置示意图及图片。
[0061]
图14为本发明实施例3动态信号分析系统应力监测图。
[0062]
图15为本发明实施例3应力标定试验图片。
[0063]
图16为本发明实施例3试验件图片。
[0064]
图17为本发明实施例3实验夹具图片。
[0065]
图18为本发明实施例4 0cr16ni5mo1叶片疲劳寿命与预腐蚀当量日历年限演变规律图。
[0066]
图19为本发明实施例5 0cr16ni5mo1叶片c-t曲线变化图。
[0067]
图20为本发明实施例6腐蚀深度与疲劳寿命的关系曲线变化。
[0068]
其中：在图5中，图(a)为0cr16ni5mo1叶片典型t6年年限腐蚀外观形貌图，图(b)为0cr16ni5mo1叶片典型t9年年限腐蚀外观形貌图，图(c)为0cr16ni5mo1叶片典型t10年年限腐蚀外观形貌图；
[0069]
在图9中，图(a)为振型有限元计算结果图，图(b)为应力分布有限元计算结果图；
[0070]
在图10中，图(a)为振动台的俯视图，图(b)为振动台固定叶片的固定效果图，图(c)为振动台的俯视图，图(d)为振动台上振动监测点的布置图；
[0071]
在图13中，图(a)为应力分布贴片位置示意图，图(b)为应力分布贴片位置图片；
[0072]
在图18中，图(a)为对数疲劳寿命与预腐蚀当量日历年限演变规律曲线图，图(b)为原始疲劳寿命数据与预腐蚀当量日历年限演变规律曲线图。
[0073]
在图20中，图(a)为腐蚀深度与疲劳寿命的指数关系曲线变化图，图(b)为腐蚀深度与疲劳寿命的线性关系曲线变化图，图(c)为腐蚀深度与疲劳寿命的二次方关系曲线变化图，图(d)为腐蚀深度与疲劳寿命的三次方关系曲线变化图。
具体实施方式
[0074]
为了使本领域的普通技术人员能更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的描述。
[0075]
实施例1：参照附图1-20所示的一种压气机合金叶片在沿海环境下的振动疲劳分析与评估方法，包括步骤
[0076]
step1.确定压气机合金钢叶片的腐蚀情况与服役环境和服役时长的关系；
[0077]
step2.分析预腐蚀后的压气机合金钢叶片在荷载下的振动疲劳特性；
[0078]
step3.研究压气机合金钢叶片在预腐蚀后的疲劳寿命演化规律，确定对数疲劳寿命与腐蚀当量日历年限的线性关系；
[0079]
step4.确定压气机合金钢叶片的腐蚀影响系数，基于腐蚀影响系数进行压气机合金钢叶片的疲劳寿命评估；
[0080]
step5.对压气机合金钢叶片疲劳寿命与沿海环境下腐蚀损伤进行相关性验证分析。
[0081]
优选的，步骤step1所述的确定压气机合金钢叶片的腐蚀情况与服役环境和服役时长的关系的具体过程基于压气机合金钢叶片模拟服役环境的预腐蚀试验进行。
[0082]
优选的，步骤step2所述的预腐蚀后的压气机合金钢叶片在荷载下的振动疲劳特性基于压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳试验进行。
[0083]
优选的，步骤step3所述的压气机合金钢叶片在预腐蚀后的疲劳寿命演化规律，对数疲劳寿命与腐蚀当量日历年限的线性关系的确定过程基于压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳寿命演化规律分析实验进行。
[0084]
优选的，步骤step4所述的压气机合金钢叶片的腐蚀影响系数以及基于腐蚀影响系数进行压气机合金钢叶片的疲劳寿命评估过程基于压气机合金钢叶片基于腐蚀影响系数的疲劳寿命评估过程进行。
[0085]
优选的，步骤step5所述的压气机合金钢叶片疲劳寿命与沿海环境下腐蚀损伤相关验证分析的过程包括压气机合金钢叶片疲劳寿命与沿海环境下腐蚀损伤相关验证分析过程进行。
[0086]
实施例2：为研究压气机合金钢叶片的腐蚀情况与服役环境和服役时长的关系，所述的压气机合金钢叶片模拟服役环境的预腐蚀试验过程包括：
[0087]
根据沿海地区环境特点，遵循等腐蚀损伤当量关系，设计某型航空发动机0cr16ni5mo1合金钢材料压气机叶片结构加速腐蚀试验方案，如图2所示；
[0088]
试验环境为：
[0089]
(1)酸性nacl溶液浸泡：在浓度为5％的nacl溶液中加入稀h2so4，使溶液的ph＝(4.0
±
0.2)，浸泡时溶液温度t＝(40
±
2)℃；
[0090]
(2)烘烤时，空气相对湿度不小于90％，温度t＝(40
±
2)℃；
[0091]
(3)加速腐蚀试验过程中，叶片试件水平悬挂于试验箱内，叶片试件之间应留有间隙，为避免环境箱工作环境不均匀对试件的影响，每隔24小时随机交换试件位置一次；
[0092]
试验过程中，每个当量日历年限的环境作用强度为干湿交变335次，其中每次浸泡5.07分钟、烘烤15.81分钟，总腐蚀试验时间为116.63小时；
[0093]
试件共88件，随机平均分为11组，每组8个试件，组内编号为01-08截止，原始形貌如图3所示；
[0094]
采用周期浸润试验箱，根据实验方案，把清洗后的叶片试件悬挂周期浸润环境试验箱的试验托架上，如图4所示，开展10个当量日历年限的加速腐蚀试验，每完成一个试验周期，对叶片试件清洗前、后进行拍照，并进行腐蚀损伤检测，检测内容包括：(1)包括叶片试件表面是否起泡、起皱、脱落和开裂；金属基体是否变色、有无腐蚀损伤；(2)在大气环境下采用kh-7700三维显微镜观测腐蚀形貌与测量腐蚀损伤尺寸，包括腐蚀斑点的三维形貌图；
[0095]
step101.腐蚀形貌观测
[0096]
典型当量日历年限下的0cr16ni5mo1压气机叶片结构的腐蚀形貌如图5所示，试验过程中，腐蚀从无到有逐渐在叶片表面萌生、多发、扩展，直至后期第9当量日历年限，叶片表面腐蚀区域开始逐渐增多，出现大面积的局部斑点；由此可以认为，在沿海环境下，压气机叶片结构会受到环境影响而产生腐蚀损伤，且腐蚀损伤在一定周期内会随装备服役时间增长而逐渐加重；
[0097]
step102.腐蚀损伤测量
[0098]
采用腐蚀损伤表面长度、宽度和深度三个形貌参量定义腐蚀损伤，各参量具体定义为：平行于试件轴线方向的损伤表面最大尺寸定义为损伤长度，用l表示；垂直于试件轴线方向的损伤表面最大尺寸定义为损伤宽度，用w表示；垂直于试件表面、向试件纵深发展的损伤最大尺寸定义为损伤深度，用d表示，3个参数的单位均为μm，腐蚀损伤定义如图6所示；
[0099]
如上所述，共进行了10个当量日历年限的加速腐蚀试验，叶片表面典型腐蚀损伤显微镜测量图如图7所示；采用科士达显微镜观测、测量获得了腐蚀叶片试件不同当量腐蚀年限下的腐蚀损伤形貌参量数据(长度、宽度与深度)，在分析过程中以腐蚀损伤深度为例，长度与宽度的分析方法类似，在此不一一列举；
[0100]
经过统计分析，得到典型日历年限下叶片表面腐蚀损伤深度参量结果，如表1所示：
[0101]
表1：叶片表面腐蚀损伤深度统计值
[0102]
当量日历年限(年)统计意义均值(μm)t158.8924t261.94785t381.0732
t487.3834t595.6405t6110.2886t7104.0225t8141.6903t9144.457t10158.0785
[0103]
通过本实施例可以看出，在沿海环境下，压气机叶片结构会受到环境影响而产生腐蚀损伤，且腐蚀损伤在一定周期内会随装备服役时间增长而逐渐加重。
[0104]
实施例3：为分析预腐蚀后的压气机合金钢叶片在荷载下的振动疲劳特性，所述的压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳试验过程包括
[0105]
step201.压气机合金钢叶片模态有限元分析与试验标定验证
[0106]
根据0cr16ni5mo1叶片实体模型，采用ansys对叶片进行有限元分析计算，获取叶片1阶弯曲模态，得到叶片的应力云图、应力最大点位置、以确定应变片贴片方向和位置；
[0107]
选取3件叶片进行最小夹紧力矩试验，采用逐级增加夹紧力矩的方法确定试验最小夹紧力矩，最小夹紧力矩满足图8所示曲线要求；即在等加速度下逐级增大夹具夹紧力矩并进行扫频，直至叶片实测1阶弯曲频率变化不超过0.5％(不损坏叶片前提下)，以该力矩作为本次试验叶片装配的夹紧力矩并增加10％裕度；
[0108]
根据有限元计算分析结果，对0cr16ni5mo1叶片t0、t4、t7、t9、t10年限后每种叶片粘贴应变片，完成应力分布试验；
[0109]
通过电磁振动试验系统激振，动态信号测试分析系统监测应变，测量叶片1阶弯曲模态下最大振动应力位置；在应力最大点粘贴应变片进行应力与振幅标定试验，采用最小二乘法拟合应力振幅线性关系曲线，得到最大振动应力-af关系式；
[0110]
(1)有限元分析计算
[0111]
0cr16ni5mo1叶片1阶模态有限元计算结果如图9所示，其1阶振型为弯曲振型，最大应力位置在叶片根部圆角位置。
[0112]
(2)最小夹紧力矩试验
[0113]
1)叶片装配
[0114]
叶片装配方式如图10所示，样品通过夹具刚性固定在振动台的动圈上，在夹具与振动台刚性连接处布置加速度传感器作为振动试验控制点，在叶片叶尖位置(距离叶尖3mm)布置激光位移传感器作为振动试验的响应点。
[0115]
2)最小夹紧力矩试验
[0116]
最小夹紧力矩试验扫频参数：频率范围(700～900)hz，激励量级1g，扫频时间1.5min，扫频次数1次；
[0117]
试验中图片如图11所示，最小夹紧力矩试验数据如表2和图12所示，确定试验最小夹紧力矩为70n
·
m；
[0118]
表2：拧紧力矩试验数据
[0119][0120]
(3)应力分布及标定试验
[0121]
应力分布
[0122]
1)贴片位置
[0123]
根据叶片应力分布有限元计算结果，结合叶片实际结构，确定应力分布监测位置如图13所示，应变片实际粘贴位置如图13所示；
[0124]
2)应力分布检测结果
[0125]
应力分布试验数据如表3所示，最大应力位置在1#应变监测点，即叶根中间位置；最大应力位置与有限元计算结果吻合，动态信号分析系统应力如图14所示；
[0126]
表3：应力分布试验数据
[0127][0128]
(4)应力标定试验
[0129]
最大应力-af标定试验数据如表4所示，标定如图15所示；
[0130]
表4：应力标定试验数据
[0131]
[0132][0133]
step202.压气机合金钢叶片典型预腐蚀当量日历年限后振动疲劳试验
[0134]
0cr16ni5mo1叶片典型预腐蚀不同当量日历年限后振动疲劳试验，参照hb5277-84《发动机叶片及材料振动疲劳试验方法》，对0cr16ni5mo1叶片进行振动疲劳试验。
[0135]
具体而言，对预腐蚀年限后的t0(未腐蚀，下同)、t4、t7、t9、t10年限后0cr16ni5mo1叶片开展标定试验，采用最小二乘法拟合应力-振幅线性曲线，获取每一片叶片最大振动应力-af关系式，继而对t0、t4、t7、t9、t10年限后叶片进行振动疲劳对比试验。
[0136]
试验对象为未腐蚀叶片和部分典型预腐蚀当量日历年限后的叶片，即t0、t4、t7、t9、t10年限下各8个试件，试验件数量共计40件，叶片0cr16ni5mo1合金钢材料力学参量见表5：
[0137]
表5：试验件技术数据表
[0138]
叶片材料0cr16ni5mo1弹性模量e204.14gpa抗拉强度σb947.2mpa(0℃)材料泊松比0.3μ试验件数40件
[0139]
试验所采用的设备、仪器配置见表6：
[0140]
表6:试验设备、仪器的基本配置
[0141]
[0142][0143]
预腐蚀后振动疲劳试验采用的试验夹具如图16所示。
[0144]
(1)振动疲劳试验开展
[0145]
参照标准hb5277-84和hb/z112-1986标准，对t0、t4、t7、t9、t10年限后的叶片，以n0＝1
×
107为无限寿命循环基数，进行振动疲劳试验：
[0146]
1)试验载荷的调试
[0147]
根据叶片材料抗拉强度σb和疲劳极限σ-1
，各选取1～3件叶片摸索叶片应力水平，确定试验载荷；具体为：首先选取1件腐蚀周期为t0的叶片进行振动疲劳试验预估值测量：使用电动振动试验系统、激光位移传感器进行，将频率调至1阶振动频率稳定后，匀速增加激振力，同时微调频率。当叶片振幅达到应力-振幅线性关系计算所得初始应力水平80％时所对应振幅值(避免高量级试验时应力片可能振松脱落应力值不准，所以采用监视应力值)时开始使用计时，缓慢调整试验量级调至初始载荷。首先在较低应力水平下进行疲劳试验，达到1
×
107循环寿命时，若叶片未破坏，则视情提高应力水平重复试验，直至叶片破坏，以获取高周疲劳极限预估值δ1。然后再选取1～2片叶片，以δ1为试验载荷进行验证，若叶片未达到1
×
107循环寿命时破坏，则以δ1为后续试验载荷；若叶片达到1
×
107循环寿命时未破坏，则试情况适当增大应力水平至δ2继续进行验证；
[0148]
0cr16ni5mo1叶片试验载荷调试情况如表7所示，由此确定后续试验载荷为360mpa；
[0149]
表7：0cr16ni5mo1叶片试验载荷调试数据
[0150][0151]
2)振动疲劳试验
[0152]
根据得到的应力水平对0cr16ni5mo1叶片t0、t4、t7、t9、t10年限后的叶片进行振动疲劳试验
[0153]
a.试验过程中，应缓慢增大激振力，在测点振幅达到给定试验振幅的80％时，作为试验的起始时间，然后缓慢调至试验振幅；试件振幅、频率应保持稳定，20min/次记录试验数据；瞬时过负荷应作记录，长时过负荷(指该叶片的负荷超过给定应力水平10％，且超过要求的试验循环数1/5以上)试验件作废，且该试验无效；b.试验中要随时注意试验状态，试验过程拍照留存，确保试验数据可靠；c.停止试验：试验到指定的循环数时而试件未破坏者停止；在正常试验过程中，如果发现试件的振动频率下降了约1％时或叶片出现可见裂纹，应停止试验；试验中发现异常情况，立即停止试验，进行检查，排除故障。
[0154]
(2)振动疲劳试验数据
[0155]
基于上述流程开展各个预腐蚀当量日历年限下的0cr16ni5mo1叶片试验，试验数据如表8所示：
[0156]
表8：0cr16ni5mo1叶片试验数据
[0157]
[0158][0159]
本实施例通过设计周期浸入试验方案，开展0cr16ni5mo1合金钢材料叶片10个当量日历年限的加速腐蚀试验；试验进行过程中，叶片表面个别缺陷位置发生局部腐蚀，主要表现为区域化斑点；随着腐蚀周期延长，直至后期第9当量日历年限，叶片表面腐蚀区域开始逐渐增多，局部斑点区域增多。
[0160]
实施例4：为研究压气机合金钢叶片在预腐蚀后的疲劳寿命演化规律，确定对数疲劳寿命与腐蚀当量日历年限的线性关系，所述的压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳寿命演化规律分析实验的具体过程包括：
[0161]
step301.疲劳寿命试验数据统计分析
[0162]
根据hb/z112-1986《材料疲劳试验统计分析方法》，对试验获得的0cr16ni5mo1叶片寿命数据进行统计分析，具体方法流程包括：
[0163]
1)将对比的五种年限叶片各作为一组参照hb/z112-1986计算子样平均值
[0164]
2)将对比的五种年限叶片各作为一组参照hb/z112-1986计算子样方差s2；
[0165]
3)将对比的五种年限叶片各作为一组参照hb/z112-1986计算进行f检验；
[0166]
4)将对比的五种年限叶片各作为一组参照hb/z112-1986计算进行七检验；
[0167]
5)将对比的五种年限叶片各作为一组参照hb/z112-1986计算进行区间估计；
[0168]
6)将对比的五种年限叶片各作为一组参照hb/z112-1986计算进行t'检验；
[0169]
计算五种年限叶片的疲劳寿命中值，采用spss软件处理数据，建立寿命n随腐蚀年限a变化的回归模型，得到叶片的振动疲劳寿命随预腐蚀年限演变规律；
[0170]
0cr16ni5mo1叶片不同预腐蚀年限后的振动疲劳对比试验数据(详见表8中所示)，参照上述流程，计算子样平均值方差s2等数据，详见表9：
[0171]
表9：0cr16ni5mo1叶片疲劳寿命数据统计分析
[0172]
[0173][0174]
通过计算统计量f可知，无论是否剔除调试件数据，其f值均远大于f
α
，说明5种腐蚀周期子样平均值的差异是显著的，不能认为所有子样来自同一母体，即腐蚀周期对叶片疲劳性能影响显著；
[0175]
step302.疲劳寿命随预腐蚀年限演变规律分析
[0176]
对表8中疲劳寿命数据先进行取对数处理，后与预腐蚀当量日历年限进行拟合，如图17所示，分别为不同预腐蚀当量日历年限下对数疲劳寿命和疲劳寿命的实测数据及拟合公式，可以看出：
[0177]
叶片对数疲劳寿命与腐蚀周期呈线性递减规律，说明腐蚀损伤对叶片结构的疲劳寿命产生了削弱影响；
[0178]
通过最小二乘法拟合获得对数疲劳寿命lgn与腐蚀当量日历年限t的线性关系式为：lgn＝6.83-0.14t，r2＝0.96；
[0179]
同一腐蚀当量日历年限内，叶片疲劳寿命存在一定的离散性；表9给出了不同腐蚀当量日历年限下疲劳寿命的平均值标准差s和变异系数；在保留00-5调试件数据情况下，最大变异系数为t4状态(0.037492098)；剔除00-5调试件数据后，最大变异系数依旧为t4状态(0.037492098)；依据hb/z112-1986附表1，当置信度取95％时，数据的最少观测值个数均满足要求(要求值5个，实际最小值7个)，说明其数据误差限度不超过5％，符合标准要求；
[0180]
本实施例通过结合有限元分析与应力标定，设计了预腐蚀后振动疲劳试验方案，开展了t0、t4、t7、t9、t10五个典型预腐蚀后当量日历年限的0cr16ni5mo1叶片振动疲劳试验，不同预腐蚀年限对疲劳寿命影响显著，随预腐蚀年的增长，疲劳寿命总体呈递减趋势，递减规律为：lgn＝6.83-0.14t。
[0181]
实施例5：为确定压气机合金钢叶片的腐蚀影响系数，所述的压气机合金钢叶片基于腐蚀影响系数的疲劳寿命评估过程包括：
[0182]
航空装备结构的使用寿命包含两个主要指标，一个是以飞行小时数或飞行起落数表示的疲劳寿命；另一个是用使用年限表示的日历寿命；作为研制目标所要求的通常是综合疲劳寿命与日历寿命的总寿命，这两种寿命无论哪一个达到了设计指标，航空装备结构的寿命就终止；
[0183]
现代航空装备要求具有长寿命、高可靠性和良好的经济性，为实现这一综合要求，对决定航空装备使用寿命的关键构件及关键部位，均应尽可能设计成可以在整个寿命期内进行适当的检查和经济修理；航空装备结构的总寿命通常允许经过一定次数的大修予以实现，因此，无论是疲劳寿命还是日历寿命，均由对应的首翻期、修理(大修)间隔和总寿命组成，并包括了相应的修理大纲，即每次修理的构件、部位和修理方法；航空装备达到了疲劳寿命或日历寿命的首翻期，就需进行首翻；首翻后无论先达到下一个疲劳寿命修理间隔还是日历寿命修理间隔，均需进行第二次大修，依此类推，直至达到了疲劳总寿命或日历总寿命，表示航空装备结构寿命终结。疲劳寿命或日历寿命的首翻期、修理间隔及对应的修理次数是以实现航空装备结构疲劳与日历总寿命研制指标为目的，经过设计后的寿命评定(包括分析与试验)给出的；但是，修理次数的增加会对航空装备的出勤率和战备完好率产生重要影响，同时会增加修理费用而影响经济性，因此，允许的修理次数通常必须得到用户认可，用户也可以事先对此提出一定的要求；
[0184]
原则上，航空装备结构的疲劳寿命和日历寿命均包括首翻期、修理间隔与总寿命，并以先达为准的原则控制航空装备结构的使用寿命。但是，腐蚀环境的作用同时影响着疲劳寿命与日历寿命，并与航空装备每年的飞行小时数(年飞行强度)密切相关；因此，日历寿命与疲劳寿命二者存在着一定的相互制约关系；在不同的年飞行强度及使用环境下，有时首翻、大修及总寿命均由使用年限决定，有时又均由疲劳寿命决定；而有些时候会出现比较复杂的情况，例如首翻取决于使用年限，而第二次大修又取决于考虑腐蚀影响后的疲劳寿命，总寿命的终止又可能取决于疲劳寿命；又如首翻与第二次大修取决于使用年限，而总寿命的终止却取决于疲劳寿命；当然还会有其他可能；与此同时，在首翻和大修时对结构的裂纹与腐蚀修理要求不同，也会给后续的寿命情况产生一定的影响；考虑到这种情况，先达为准的原则已很难适应明确判断航空装备结构首翻、大修及总寿命的要求。为使用户便于对航空装备的大修与总寿命进行管理，需要建立以日历年限为主体，综合考虑日历寿命和计及腐蚀影响的疲劳寿命的使用寿命(首翻、大修与总寿命)体系，我们称之为日历寿命体系；
[0185]
step401.环境腐蚀对航空装备寿命的影响
[0186]
决定航空装备结构寿命的使用条件，主要包含航空装备结构在使用中所承受的载荷—时间历程，以及在地面停放和飞行中的环境—时间历程，简称为载荷条件和腐蚀条件；用载荷谱(对航空发动机而言，为功率谱，下同)描述的载荷—时间历程是决定航空装备结构疲劳寿命的主要因素，用环境谱描述的环境—时间历程则是决定航空装备结构日历寿命的主要因素；环境腐蚀影响航空装备结构的疲劳寿命，从而影响结构疲劳关键件所对应的日历寿命；特别是对由于腐蚀可能导致功能失效或无法修复的关键件(腐蚀失效关键件)而言，其日历寿命更是直接取决于腐蚀条件。
[0187]
(1)环境腐蚀对航空装备结构疲劳寿命的影响
[0188]
环境腐蚀对航空装备结构的疲劳寿命有着不可低估的影响；总体来说，包括两个方面：一是航空装备在地面停放时，由于机场自然环境等因素，导致各疲劳关键件及关键部位处于一定的局部腐蚀性环境之中，随着地面停放年限的增加，腐蚀的作用使这些构件的疲劳品质不断下降，从而降低疲劳寿命；二是空中飞行时，由于空中环境与载荷的共同作用而使疲劳损伤加剧，使疲劳寿命下降；对于年均飞行在300～400飞行小时的航空装备而言，地面停放环境腐蚀的影响居主导地位；值得注意的是，腐蚀条件对航空装备结构疲劳寿命的影响不仅取决于环境的恶劣程度，还与航空装备的年飞行强度密切相关；因此，对于一种型号航空装备结构而言，其寿命体系中的疲劳寿命是和环境条件及年飞行强度有关的；作为疲劳寿命的设计指标，不仅应该明确其对应的使用环境(地域)限制，而且要明确对该型号的年飞行强度的要求；作为细化和完善的疲劳寿命指标，应当区分几种不同的典型使用地域的环境条件和几种不同的使用情况(年飞行强度)，给出不同的首翻期、修理间隔与总寿命；
[0189]
(2)环境腐蚀条件对航空装备结构日历寿命的影响
[0190]
首先，腐蚀条件影响航空装备结构的疲劳寿命，而疲劳关键件的日历寿命与疲劳寿命及年飞行强度有关，因此，腐蚀条件会便疲劳关键件的日历寿命修理间隔及总寿命相应地降低；其次，对于腐蚀失效关键件，其日历寿命的修理间隔必须保证在关键件(部位)所处的环境下结构不会产生造成功能失效的腐蚀，或者由于腐蚀而造成结构无法实施有效的经济修理。因此环境腐蚀条件是决定这类关键件(部位)日历寿命的决定性因素。对某些航空装备而言，地面停放时间要远大于空中飞行时间，后者通常不会超过总使用时间的2％～3％，而空中环境通常要弱于地面环境，因此，这类关键件(部位)的日历寿命主要取决于地面停放腐蚀；因此，一种型号航空装备结构日历寿命指标的确定，应主要根据用户对该机种使用年限的需求，而日历修理次数(含首翻期及各次大修)应与疲劳寿命修理次数协调一致而加以安排。
[0191]
(3)环境腐蚀条件对航空装备结构寿命体系的影响
[0192]
由于环境腐蚀条件同时影响着航空装备结构疲劳寿命和日历寿命，因此，疲劳寿命和日历寿命指标存在着一定的制约关系；在航空装备寿命期内的使用地域、腐蚀条件和年飞行强度不发生显著变化的情况下，有些情况其寿命体系以疲劳寿命为主，即航空装备结构的首翻、大修及总寿命主要由飞行小时数控制；而另一些情况则以日历寿命为主，即航空装备结构的首翻、大修及总寿命由使用年限控制；
[0193]
决定上述不同情况的主要因素就是环境腐蚀条件和年飞行强度；因而，必须弄清环境腐蚀条件与年飞行强度对航空装备结构寿命体系的影响，分别给出疲劳寿命与日历寿命的首翻期、修理间隔与总寿命，以及在给定的腐蚀条件下，在怎样的年飞行强度范围内，寿命体系是以疲劳寿命还是以日历寿命作为主要控制指标，或是二者必须综合判断；这种完善的寿命体系将使用户能更为主动合理地对航空装备结构的大修和使用寿命进行有效的控制。
[0194]
step402.环境腐蚀条件下航空装备结构疲劳寿命评估方法
[0195]
step4021.腐蚀影响系数c定义与获取流程
[0196]
以一般环境(室温大气)下疲劳寿命(首翻期、修理间隔与总寿命)定寿结论为基础，引入腐蚀影响系数c，将腐蚀条件下的飞行小时数等损伤地折算为当量的一般环境飞行
小时数，以其达到一般环境下疲劳寿命作为评定和监控腐蚀条件下疲劳寿命(首翻期、修理间隔与总寿命)的准则；
[0197]
腐蚀影响系数cj定义为:
[0198]
其中，n
0j
为腐蚀周期为j的寿命值，n0为未腐蚀结构寿命值，从定义可以看出，腐蚀影响系数c是与腐蚀时间t相关的函数；
[0199]
腐蚀影响系数cj的获取、计算流程为：
[0200]
(1)测定n0,可采用指定疲劳关键部位模拟试件，进行室温大气环境和使用载荷谱下的成组疲劳试验，得到一组疲劳寿命n
0k
(k＝1，
…
，m0)，假设其服从对数正态分布，则
[0201]
(2)测定n
0j
，可采用一组相同的模拟试件，先在加速试验环境谐下进行相当于地面停放tj年的加速腐蚀试验，然后在室温大气环境和使用载荷谱下进行成组疲劳试验，得到疲劳寿命n
kj
(k＝1，
…
，mj)，中值寿命
[0202]
(3)测定c-t曲线，需要选定若干个tj(j＝0，1，
…
，q)，用(q 1)组模拟试件，1组用于测定n0，q组则分别加速腐蚀至相当环境腐蚀tj年后进行室温大气环境和使用载荷谱下成组疲劳试验，测得q个n
0j
，从而获得q组(tj，cj)数据，采用合适的函数关系式对数据进行拟合，确定c-t曲线；
[0203]
step4022.腐蚀影响系数c与腐蚀时间t的曲线物理背景与表达式建立
[0204]
(1)c-t曲线由(tj，cj)数据拟合得到，而相当于地面停放tj(年)的腐蚀是通过加速试验环境谱下试验tj(小时)，按当量加速关系t＝βt得到的；因此，由(tj，cj)数据拟合的c-t曲线与由(tj，cj)数据拟合的c-t曲线具有类似的函数表达式；
[0205]
(2)c-t曲线的建立主要依据疲劳关键部位模拟试件对应若干tj下的cj试验测定结果，即(tj，cj)(j＝1，
…
，q)数据，数据点的数量q要充分，tj的范围要宽，以便较好地显示出c-t的变化规律。
[0206]
(3)依据(tj，cj)数据的变化规律和对c-t(c-t)变化规律的分析，选择与它对应的几种可能的函数关系，由(tj，cj)(j＝1，
…
，q)数据加以拟合，以拟合相关性最好(相关系数最接近于1)为主要依据；并参考常用使用年限范围内的cj拟合值与试验值偏差的大小，选择c-t(c-t)曲线的表达式；
[0207]
(4)在建立c-t曲线时，必须考虑现实的物理背景，即：
[0208]
随着环境腐蚀时间t的增加，腐蚀影响系数c值会不断下降。即在装备服役初期，腐蚀对疲劳寿命影响不显著；随着服役时间延长，环境腐蚀作用开始显现，随着腐蚀损伤的形成和加剧，疲劳寿命及c值下降梯度较大；而当装置服役较长一段时间后，由于装备结构多个腐蚀损伤的形成、加深和汇合，最深蚀坑相对于腐蚀后表面的深度增加得越来越慢，因此，疲劳寿命和c值下降梯度逐渐减小；
[0209]
综述物理背景，可以归纳c-t曲线应具有如下性质：
[0210]
①
t＝0时，c(0)＝1；
[0211]
②
t＝∞时，c(∞)＝0；
[0212]
③
随着环境腐蚀腐蚀时间的增加，结构疲劳寿命不断降低，即有：c’(t)≤0；
[0213]
根据上述三点，提出c-t曲线表达式：
[0214]
c(t)＝1.0-βt
α
[0215][0216]
式中：β为系数；α为指数；
[0217]
根据现有的试验数据表明，上述表达式局部拟合效果很好，可在0≤t≤30范围内高精度反应环境腐蚀影响，物理意义比较明确，严格满足上述约束条件，拟合效果好。
[0218]
step403.压气机合金钢叶片预腐蚀后疲劳寿命评估分析
[0219]
0cr16ni5mo1叶片疲劳试验数据见表8中原始数据和表9中统计数据，得到典型预腐蚀年限下的腐蚀影响系数，见表10中所示：
[0220]
表10：0cr16ni5mo1叶片典型预腐蚀年限下腐蚀影响系数计算结果
[0221][0222]
两种形式的c-t曲线如图19(a)、图19(b)中所示；
[0223]
利用所得的腐蚀影响系数表达式和预腐蚀10年的振动疲劳寿命数据进行寿命评估方法精度分析，具体结果见表11中所示：
[0224]
表11：基于腐蚀影响系数的0cr16ni5mo1叶片典型预腐蚀年限下寿命计算结果
[0225][0226][0227]
从表11中同样可见，上述方法得到的0cr16ni5mo1叶片典型预腐蚀当量日历年限下寿命分析结果具有较好预测精度；
[0228]
使用腐蚀影响系数预测服役15年后的疲劳寿命，与未腐蚀状态相比，叶片结构受沿海环境影响，其疲劳寿命降低了约24％，这一结果与工程背景较为吻合；
[0229]
通过本实施例，在对振动疲劳试验数据进行统计分析的基础上，提出了腐蚀影响系数c的概念，并基于试验数据，建立了两种形式的c-t曲线表达式，分别为c＝1-0.0166t
1.05
、c＝exp(-0.0158t
1.12
)，采用两种c-t曲线对服役10年后压气机叶片的振动疲劳寿命进行评估，评估误差都在4％左右。
[0230]
实施例6：为对压气机合金钢叶片疲劳寿命与沿海环境下腐蚀损伤进行相关性验
证分析，所述的压气机合金钢叶片疲劳寿命与沿海环境下腐蚀损伤相关验证分析过程包括：
[0231]
在实施例5中，提出了基于环境影响的利用腐蚀影响系数开展压气机叶片结构疲劳寿命分析的方法，从中可见，腐蚀影响系数分析方法，其核心要义是将环境腐蚀对疲劳寿命的影响从腐蚀影响系数c的角度进行阐述，而该系数c是随着腐蚀当量日历年限t的变化而变化；表象为寿命与腐蚀年限相关，而腐蚀年限决定着叶片结构的腐蚀损伤状态，即，疲劳寿命的演变本质与腐蚀损伤状态相关，本实施例则从疲劳寿命与材料腐蚀损伤状态相关的角度进行验证分析；
[0232]
航空装备金属结构腐蚀损伤对疲劳寿命的影响，物理过程可视为地面停放腐蚀损伤与空中飞行疲劳损伤交替作用的过程，即腐蚀
…
疲劳
…
再腐蚀
…
再疲劳
…
直至破坏的过程；工程上对上述过程进行简化，将腐蚀与疲劳分离，采用预腐蚀后疲劳的分析方法；该问题研究可采用试验法或试验分析法，其中，无论哪种试验分析方法都需要结合腐蚀损伤具体情况，考虑腐蚀损伤对疲劳寿命影响，其中目前相关研究领域公认的是腐蚀损伤的深度参量对疲劳寿命影响最显著，相关文献在进行疲劳寿命计算过程中将腐蚀损伤深度参量等效为裂纹的初始尺寸；
[0233]
因此，在进行疲劳寿命与腐蚀损伤相关性验证分析时，采用腐蚀损伤深度参量进行阐述；
[0234]
根据预腐蚀试验结果，得各个当量日历年限下的叶片表面腐蚀损伤深度统计意义上的均值数据，具体如表1所示，从中可见，0cr16ni5mo1合金钢叶片表面腐蚀损伤深度均值随腐蚀当量年限的增加整体呈线性增大的趋势，且随着腐蚀年限延长，腐蚀深度增长并逐渐趋于平稳；
[0235]
采用spss软件开展腐蚀深度均值与振动疲劳寿命均值相关性检验，首先对腐蚀深度(表1)与疲劳寿命(表9)相关性进行分析，分析结果见表12所示。
[0236]
表12：腐蚀深度均值与叶片振动疲劳寿命均值相关性检验
[0237]
线性相关(皮尔逊)振动疲劳寿命对数均值腐蚀损伤深度对数寿命剔除平均值1-.975
**
[0238]
分析结果显示，腐蚀深度均值与疲劳寿命均值呈强负相关；
[0239]
基于此，分别采用指数、线性、二次方、乘幂、对数拟合方法，进一步探究疲劳寿命与腐蚀深度的相关性，采用可决系数表征相关性强弱；
[0240]
可决系数又称决定系数，反应模型拟合优度的统计量，二随机变量对另一个回归是线性或非线性的标志；随机变量x1关于x2的可决系数η
212
等于x1对x2的回归μ1(x2)＝e(x1|x2)的方差与x1的方差之比
[0241][0242]
即x1的总方差中被回归μ1(x2)已说明所占比重；
[0243]
r2取值在0到1之间，无单位；数值大小反应回归贡献的相对程度，即因变量y的总变异中回归关系所能解释的百分比；r2越接近1，说明所拟合的回归方程越优；一般认为r2》0.3有意义，r2为0.8左右可认为模型拟合度较优。
[0244]
采用四种方法拟合，分析结果分别见表13，拟合相关性结果分别如图20所示。
[0245]
表13：深度均值与寿命对数均值不同建模方式可决系数
[0246]
拟合方法可决系数(r2index)指数0.9329线性0.9499二次方0.9922三次方0.9924
[0247]
从表13可见，分别经指数、线性、二次方、三次方，其可决系数分别为指数可决系数r2index＝0.9329、线性可决系数r2linear＝0.9499、二次方可决系数r2quadratic＝0.9922、三次可决系数r2cubic＝0.9924，四种建模方式可决系数均大于0.8，可认为4种模型均符合统计要求；由此说明腐蚀损伤程度与疲劳寿命衰减程度呈明显相关性，且r2cubic》r2quadratic》r2linear》r2index，可认为试件疲劳寿命随着腐蚀深度的增加呈三次函数下降趋势。
[0248]
上述相关性分析结果说明，沿海环境下的腐蚀对压气机叶片结构疲劳寿命产生了明显的削弱影响，因而本发明提出的腐蚀影响系数方法开展真实服役环境下疲劳寿命分析，具有现实的物理背景；
[0249]
通过本实施例得到腐蚀损伤深度与叶片振动疲劳寿命呈强负相关性，即腐蚀损伤深度加重，则疲劳寿命降低明显。可采用指数、线性、二次方、三次方等函数进行相关性量化分析，分析结果表明可决系数均在0.8以上，部分函数相关性量化结果在0.9以上。
[0250]
上述分析可见，本研究提出的基于腐蚀影响系数的疲劳寿命修正评估方法，具有较好的预测精度，能够满足工程上寿命评估应用需求，可为后续叶片/结构件的高可靠性寿命研究提供技术支持。
[0251]
本发明聚焦航空发动机压气机合金钢叶片在沿海环境下使用的疲劳寿命评估现实问题，提出了综合预腐蚀试验、预腐蚀后振动疲劳试验和基于试验数据获取的腐蚀影响系数分析方法的综合方法，合理、准确评估航空发动机压气机叶片沿海环境下的力学寿命；为开展预腐蚀试验和预腐蚀后振动疲劳试验，分别设计了加速腐蚀试验方案和振动疲劳试验方案，基于试验结果，建立了两种腐蚀影响系数的c-t曲线表达式，并采用表达式分析、评估了叶片一定服役年限后的疲劳寿命，并验证了腐蚀损伤与疲劳寿命相关性；分析结果显示，本发明提出综合方法，分析结果合理、准确，具有良好的工程应用前景。
[0252]
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。