共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
航空发动机风扇叶片产生了裂纹故障。通过对故障叶片进行外观检查、断口分析、叶尖端面检查、化学成分分析、硬度检测及金相组织分析,确定了风扇叶片裂纹的性质和产生原因。结果表明:风扇叶片裂纹为高周疲劳裂纹;钛合金风扇叶片与镍包石墨涂层摩擦相容性差,叶片与机匣镍包石墨涂层发生严重摩擦是导致叶片产生早期疲劳开裂的主要原因;同时,结构的应力集中以及振动应力也会引起疲劳裂纹的萌生及扩展;并提出了相应的改进建议,避免类似故障的发生。 相似文献
2.
铁丸依靠自重由抛丸器供丸管进入分丸轮后,迅速被高速旋转的分丸轮叶片卷起,并在离心力作用下沿着叶片向外运动,滑向定向套筒。由于定向套筒的限制,铁丸在分丸轮叶片外缘处积聚,形成团块。早先认为,铁丸团块的径向截面形状为一底和高均为a的三角形(图1),a值可由下列公式求得: s=(2θ/nibγ)~(1/2)米 (1)式中,Q——抛丸量,公斤/分; n——分丸轮转速,转/分; i——分丸轮叶片数; b——分丸轮叶片宽度,米; 相似文献
3.
KTA306T船用柴油机上的全钢结构轴流式冷却风扇,运行中有一组叶片在根部发生断裂(图1),致使该该船停机.考虑到该风扇属进口件,国内无厂家生产,因此采用焊接修复. 相似文献
4.
<正> 1 概述 注塑风扇轮(图1)原来所使用的模具,由于型芯是镶拼结构,用卸料板卸料,注塑中型芯易松动,且不能通水,故生产效率低,不能保证制品的精度,而且制品经常 相似文献
5.
6.
7.
1 单泵轮结构及技术要求单泵轮 (图 1)材质为 ZL10 4铝合金 ,铸件最大轮廓尺寸 36 2× 6 4(mm) ,最大壁厚 2 6 .8mm,最小壁厚 3.2mm(叶片处 ) ,毛坯质量 6 .2 kg。该泵轮有 2 2片叶片均布 ,并由其将铸件上下部分连为一体。技术要求 :2 2片叶片不均分度允差± 10′,装机前要作 0 .6 MPa耐压试验 ,不得有渗漏发生 ;叶片与流道表面粗糙度要求达到Ra6 .3μm(上述部位无法进行机械加工 )。因此 ,该零件的技术要求较高 ,需要设计合理的铸造工艺及解决叶片砂芯芯盒模具的设计、制作问题。图 1 单泵轮零件图2 工艺设计该铸件生产批量不大 (年… 相似文献
8.
我厂生产的各种发电机,其冷却风扇采用钢板结构。风扇组件中,前、后风扇板有后倾式风扇板(图1)和离心式风扇板(图2)两种。前后风扇板所用材料为 BJ2F;厚度为2~3毫米;所冲孔径有φ4.5、φ5.3、φ8.1三种;等分数有6、8、10、12四种。 相似文献
9.
针对飞机环控系统主要制冷部件涡轮冷却器风扇叶片断裂的问题,通过对涡轮冷却器故障件的整体外观检查、分解检查、风扇叶片断口分析、风扇叶轮背面摩擦痕迹分析、风扇端轴承、涡轮端轴承损坏程度、轴的硬度检测及轴强度校核,确定风扇端轴承为首先失效件。在此基础上,以风扇端轴承失效为顶事件,综合运用仿真分析、负载波动试验、硬度检测、轴承超温试验及无润滑失效试验等方法,对风扇端轴承失效原因进行分析,结果表明:轴承弯曲变形导致风扇叶轮刮蹭断裂;轴承变形失效的原因为缺油导致润滑不良,发生干磨,温度异常升高;缺油的主要原因是使用维护方法不当。并根据失效分析结果提出改进措施。 相似文献
10.
<正> 尼日涅卡姆和切波克沙尔电站水轮机工作轮的耐蚀钢叶片是同类型中最大的.其尺寸为:叶片翅间宽6000mm,高4000mm;法兰直径1800mm,高500mm.叶片具有复杂的螺旋表面,截面厚度在24~280mm间变化.叶片厚度曲线分布和检验点的厚度表示在图上. 相似文献
11.
一、Ws—6型航空发动机钛合金叶片的设计原则和工艺特性介绍Ws—6型发动机是我国于一九七九年自行研制的第一台高推力重量比的涡轮风扇喷气发动机。其第一、二级风扇叶片采用钛合金材料、牌号为 BK—16。风扇叶片安装板(指根部)为燕尾形台、顶部为梯形板叶盆、叶背带二个阻尼凸台、第一级风扇23个叶片、第二级风扇31个叶片安装在低压压气机转子轮盘上、由低压涡轮来驱动,其转速为8500rpm。第一、二级叶片长×宽分别为550×120mm、365×90mm,截面形状为变截面的翼剖面(沿叶身 相似文献
12.
13.
14.
王凤刚 《中国铸造装备与技术》1999,(1)
抛丸器清理效果差的原因除了弹丸供给量不足和抛丸器抛射方向不正确之外,另外还有一个重要原因:与叶轮体和分丸轮开口的相对位置有关。图1表示了叶轮体与分丸轮的两种相对位置关系。图1叶轮体与分丸轮的相对位置1.叶片2.叶轮体3.定向套4.分丸轮如图1a所示,... 相似文献
15.
16.
依据风扇叶片的结构特点和分型面的选择原则,详细讲解了在Pro/E作系统里顺利创建风扇叶片分型面的过程;合理地利用了Pro/E操作系统里曲面复制、曲面延伸、曲面填充、曲面合并等命令,并且重点讲解了Pro/E操作系统里“实体化”特征在分割模芯时的应用。 相似文献
17.
18.
航空发动机钛合金叶片喷丸强化残余应力研究 总被引:6,自引:6,他引:0
目的 研究航空发动机钛合金叶片残余应力场,掌握叶片喷丸后和使用后的残余应力分布规律,为评估叶片的安全性和可靠性提供依据,为预测叶片剩余寿命提供数据支持.方法 利用X射线衍射技术测试并研究航空发动机钛合金风扇叶片和压气机叶片喷丸后表面残余应力场、喷丸后残余应力沿层深的分布规律和使用后的残余应力衰减规律.结果 喷丸后风扇叶片残余应力的90%分布在-600~-800 MPa,其残余应力均值为-682 MPa;压气机叶片残余应力的90%分布在-500~-700 MPa,其残余应力均值为-603 MPa.喷丸后风扇叶片和压气机叶片的表面残余应力约为-610 MPa,在次表面层11μm和13μm处存在一个最大残余压应力,分别为-739 MPa和-683 MPa,随后残余压应力随着深度的增加而逐渐减小.风扇叶片使用300 h后应力分布在-460~-720 MPa,使用600 h后应力分布在-430~-700 MPa;压气机叶片使用300 h后应力分布在-470~-670 MPa,使用600 h后应力分布在-360~-620 MPa.结论 喷丸后钛合金叶片表面存在较大的残余压应力且分布较为均匀;喷丸后钛合金叶片残余压应力随层深的增加先增大后减小,残余应力场深度约为50μm;使用后的钛合金叶片残余应力有衰减趋势,而且随着使用时间的增加,残余压应力衰减量逐渐增加. 相似文献
19.