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本发明公开了一种航空发动机叶片抗冲击试验方法。航空发动机叶片抗冲击试验方法包括如下步骤确定冲击模型,冲击模型包括试验叶片、分别设置于试验叶片两端的惯性质量块和软体,惯性质量块具有用于夹持试验叶片端部的条形槽且自由设置;确定冲击模型的初始模型参数,初始模型参数包括软体质量、软体长度、软体直径、软体密度、软体速度、试验叶片尺寸、惯性质量块的质量和约束宽度;在初始模型参数下对冲击模型进行仿真模拟,并根据仿真模拟的结果对模型参数进行调整。本发明的软体冲击过程中试件两端固定的质量块可以有旋转的自由度,在软
(19)国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 CN 114636623 A
(43)申请公布日 2022.06.17
(21)申请号 202011470355.9
(22)申请日 2020.12.15
(71)申请人 中国航发商用航空发
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