基于Campbell理论的航空发动机涡轮叶片共振裕度分析

针对航空发动机涡轮叶片的共振特性会导致叶片发生疲劳断裂、振动失效等问题,本文以某型号航空发动机涡轮叶片为研究对象,开展共振裕度分析研究。首先基于试验自锤击法和有限元物理仿真计算两种方法同步分析叶片的振动特性,通过提取叶片在两种工作状态下前6阶的模态分析结果,验证了该模型的正确性与实用性。其次在已有模型基础上,通过绘制不同工作转速下的Campbell共振曲线图,结合该型号发动机的实际工况参数,进行了转速共振裕度的校核分析,对叶片上可能发生共振的工作转速进行了解析并提出优化及改进方案。本方法主要是为叶片的前期设计制造及共振安全性检验问题提供了充足的科学依据和方法。     

GH37合金蠕变/疲劳复合性能的研究

一、试验材料 GH37合金是涡轮喷气发动机Ⅰ级和Ⅱ级涡轮叶片材料。发动机转子在运转过程中,由于多次反复启动和停车,使叶片材料经受着蠕变/疲劳交互作用。在该型发动机返修中发现有的叶片产生折断。故障统计表明,叶片早期折断与材料的热处理制度有关。叶片热处理工艺原规定二次淬火后缓冷,即出炉后用石棉板加     

叶片振动疲劳试验中的机电耦合闭环控制技术研究

载荷,频率和循环数是振动疲劳试验中的关键参数,既要能无级可调又要稳定,在叶片振动疲劳试验系统中采用微机程控和机电耦合闭环控制技术,可以很好地实现对上述参数的控制;同时还可以自动采集和处理试验数据,并具有试验系统自动报警和停机等功能,保证了参数测量的精度和可靠性,对某发动机压气机叶片上千次的振动疲劳试验结果表明,在叶片振动疲劳试验系统中采用微机程控和机电耦合闭环控制技术是可行的。且测量精度高,试验过程稳定。     

发动机叶片疲劳裂纹宏观形态浅析

涡轮发动机高速运转中振动使叶片承受交变应力。海军航空兵飞机在外场检修过程中,经常发现涡轮叶片排气边外侧表面有发纹和裂纹。经断口观察,叶片排气边外表面晶粒细小,有比较平整、发亮的磨光面,并有海滩样和贝壳状条纹,呈现疲劳特征;叶片前缘表面粗糙;在叶盆部分有肉眼可见的黑色或褐色麻点和腐蚀坑,为     

一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法

在某型航空发动机叶片疲劳试验件数量严重不足的情况下,提出一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法-逐级载荷加载法。该方法先以一个相对较低的振动水平对叶片进行激励,然后逐级加大叶片的激励水平,直至叶片出现疲劳破坏,最后获取该叶片的疲劳极限。应用该方法对某型发动机第5级轴流压气叶片进行疲劳试验,有效地获取该叶片的疲劳极限。     

镍基单晶合金涡轮叶片开裂原因

某发动机高压涡轮叶片为镍基单晶合金叶片,在室温下进行振动疲劳试验后发现叶片开裂,通过宏观观察、金相检验和扫描电镜分析等方法对叶片开裂的原因进行了分析。结果表明:进气边叶根和榫头伸根的开裂形式均为疲劳开裂;进气边叶根气膜孔内壁存在多处小缺口及榫头伸根亚表面存在疏松缺陷,这些缺陷部位容易形成裂纹源,促进了裂纹的萌生,裂纹扩展后最终导致开裂失效。     

高压涡轮导向叶片裂纹分析

对某发动机高压涡轮导向叶裂纹的性质和产生原因进行了分析。结果表明，导向器叶片裂纹的性质属典型的热疲劳断裂失效，引起该发动机导向叶片热疲劳断裂失效的主要原因是试验温度偏高，温度场分布不均，排气边冷却效果不良也是影响叶片开裂的因素。     

涡轴六发动机Ⅰ级燃气涡轮叶片断裂失效分析

一、概述 涡轴六发动机是直八飞机的动力装置,有两级燃气涡轮,都是涡轮盘和叶片为一体的整体件。涡轮最高转速为33000转/分,材料为变形GH71O合金,相似于美国Udimet710合金。 010号发动机在100Oh长期台架试车过程中,工作到879h14min、反复起动701次时,发动机出现异常振动,经分解检查,发现Ⅰ级燃气涡轮21~#叶片断裂。其余叶片未断,但许多叶片被折断叶片击伤,使排气边顶端发生不同程度变形,甚至开裂、缺损。     

WP7乙系列发动机Ⅰ级涡轮叶片延伸段断裂原因分析及预防措施

分析了ＷＰ７乙系列发动机Ⅰ级涡轮叶片延伸段断裂的性质和原因。通过对断裂叶片的材质、热工艺、装配间隙的复查和断口的宏观、微观分析，证明叶片延伸段的断裂属于高周疲劳断裂；断裂的内在原因是延伸段靠叶背一侧第５、６孔处存在较高的应力集中，外在原因是叶冠总间隙过大，阻尼效果差，引起叶片振动，导致疲劳断裂。     

W07乙系列发动机I级涡轮叶片延伸段断裂原因分析及预防措施

分析了ＷＰ７乙系列发动机Ｉ级涡轮叶片延伸段断裂的性质和原因。通过对断裂叶片的材质、热工艺、装配间隙的复查和断口的宏观、微观分析，证明叶片延伸段的断裂属于高周疲劳断裂；断裂的内在原因是延伸段靠叶背一侧第５、６孔处存在较高的应力集中，外在原因是叶冠总间隙过大，阻尼效果差，引起叶片振动，导致疲劳断裂。     

WJ5A—1型850086号发动机空中故障原因分析

WJ5A-1型850086号发动机在空中发生故障。分解检查发现,Ⅰ级涡轮叶片和承力组合件均为疲劳断裂。宏观、微观断口学和金相研究结果表明,制造中产生的铸造缺陷是叶片断裂失效的主要原因。断裂叶片是发动机故障的肇事件。     

多孔试件在热循环下的复合疲劳的损伤特性研究

根据航空发动机工作叶片实际工作中的载荷环境,即气冷叶片承受低周的离心力负荷,气动载荷及温度负荷,同时还叠加高弯曲振动载荷,进行了一系列热循环下复合疲劳和常温机械疲劳的组合试验,在试验研究基础上提出复合疲劳中耦合损伤的概念及分析,     

GH37合金取消一次固溶热处理试验

一、前言用 GH37 合金制造的涡轮喷气发动机一级涡轮叶片,在使用中多次发生折断,定期翻修时也因发现叶背及进、排气边龟裂而报废。这些故障严重影响飞行安全和零备件的供应。为此,有关单位组织故障调研小组在五七○二厂进行调查、分析。根据分析初步认为,上述情况是属于持久和疲劳性质的故障。根据调研结果提出了提高涡轮叶片质量的可能途径,制订了取消涡轮叶片一次固溶处理     

《小型航空涡轮增压器叶片强度振动研究》

在进行的某型航空活塞发动机废气涡轮增压器气动和结构改进设计的基础上,针对涡轮增压器叶片强度振动问题进行分析。计算结果表明,在工作转速范围内,叶片不会出现强度和振动问题,满足工程使用要求。     

TC11钛合金叶片及材料的振动疲劳特性

本文针对涡喷型发动机的TC11钛合金压气机三级叶片,进行了应力分布的测定及有限元计算。在两者结果对比的基础上进行了叶片及材料的室温、高温振动疲劳试验并研究了热暴露、平均应力对TC11材料振动疲劳特性的影响。     

压气机转子叶片掉块断裂分析

某型发动机外场服役中多次出现压气机转子叶片叶尖掉块断裂故障,通过掉块叶片表面形貌观察、断口分析、硬度检测、金相检验、多起失效件的类比分析以及叶片振动模态分析,对叶片掉块断裂原因进行了分析。结果表明:所有压气机转子叶片掉块断裂模式相同,均属振动疲劳断裂掉块;叶片在发动机工作转速范围内存在高阶复合振动点,引起叶片共振是导致其振动疲劳断裂掉块的主要原因;叶片与机匣摩擦导致叶尖局部过烧或形成摩擦热应力裂纹促进了疲劳裂纹的萌生。最后针对叶片掉块断裂原因提出了相应的解决措施。     

基于某航空发动机振动事件的高压涡轮转子叶片超温问题研究

某航空发动机试验过程中发生振动大故障。分解后,发现高压涡轮转子叶片等多处零组件有磨损、变形甚至断裂的情况。将全台共计72片高压涡轮转子叶片委托中国航空工业集团公司失效分析中心进行分析,确认原因为高压涡轮转子叶片超温。分析高压涡轮转子叶片超温的多种可能原因,采用排除法,推断此次高压涡轮转子叶片超稳为局部超温,原因为高压涡轮导向器堵块脱落打伤高压涡轮转子叶片导致高压涡轮转子叶片冷却失效。根据推断寻找事实依据,推导故障模式。提出解决高压涡轮导向器堵块存在脱落可能性的方案,为后续高压涡轮转子叶片超温问题的判断提供分析思维导向。     

某发动机二级涡轮叶片断裂失效分析

在叶片断口宏微观断裂特征观察的基础上,结合叶片的金相组织、力学性能、硬度以及化学成分等,对叶片断裂失效的原因进行了研究.结果表明,发动机二级涡轮叶片失效是由于其中一片涡轮叶片低周疲劳断裂所致.该叶片的低周疲劳断裂失效与源区附近的R槽中的微裂纹、Zr含量偏高、HRC偏高以及断裂处在高应力区等因素有关,且叶片经历了短时超温,其温度约在1050～1100℃之间.     

某航空发动机涡轮叶片的断裂分析

某型航空发动机在外场服役过程中出现声音异常现象,地面检查发现高压1,2级涡轮叶片以及高压2级涡轮导向叶片全部折断。通过现场勘查、断口分析以及金相检查等手段,确认了由伸根梨形孔处断裂的高压1级涡轮叶片是该次失效的首断件,聚集分布的铸造疏松缺陷是引起其早期疲劳断裂的主要原因;其他各级涡轮叶片断裂均属二次损伤引起的过载断裂。     

热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用

经济和技术的快速发展有效地推动了我国航空发动机发展,新时期高推重比航空发动机已经成为航空发动机发展的主要方向,在提高航空发动机推重比的众多措施中最直接方式是提高航空发动机涡轮进口温度,以使得航空发动机在工作过程中能够更好地加热、压缩空气,从而使得航空发动机能够产生更高推重比。而航空发动机涡轮进口温度主要受航空发动机涡轮叶片承温能力影响。热障涂层应用于航空发动机涡轮叶片上将有助于提高航空发动机涡轮叶片承温能力。本文将就航空发动机涡轮叶片热障涂层的特点及技术应用进行分析阐述。