CAJ | 학술논문

　　为研究叶片裂纹尖端的应力奇异性，以某型航空发动机压气机叶片为例，利用有限元方法研究了叶片裂纹尖端应力强度因子的计算方法，并研究了旋转叶片振动状态下裂尖应力强度因子随裂纹长度的变化规律。建立计算模型时，在裂纹尖端划分了三维奇异单元，在裂尖外围划分了过渡单元。计算结果表明：研究旋转叶片振动状态下的裂尖应力奇异性，仅利用I型应力强度因子就具有足够的精度；对于同一裂纹，绝大多数情况下叶盆面应力强度因子大于叶背面应力强度因子，故研究叶片应力强度因子时只需研究叶盆应力强度因子即可；随着裂纹扩展，叶盆面I型应力强度因子不断增大。本文的研究方法及结论为进一步研究叶片的裂纹扩展规律及损伤容限奠定了基础。
　　위연구협편렬문첨단적응력기이성，이모형항공발동궤압기궤협편위례，이용유한원방법연구료협편렬문첨단응력강도인자적계산방법，병연구료선전협편진동상태하렬첨응력강도인자수렬문장도적변화규률。건립계산모형시，재렬문첨단화분료삼유기이단원，재렬첨외위화분료과도단원。계산결과표명：연구선전협편진동상태하적렬첨응력기이성，부이용I형응력강도인자취구유족구적정도；대우동일렬문，절대다수정황하협분면응력강도인자대우협배면응력강도인자，고연구협편응력강도인자시지수연구협분응력강도인자즉가；수착렬문확전，협분면I형응력강도인자불단증대。본문적연구방법급결론위진일보연구협편적렬문확전규률급손상용한전정료기출。