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。     

WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片断裂分析

本文对WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片空中折断故障进行了分析。通过对折断叶片和裂纹叶片宏观检查、断口和裂纹光学金相、扫描电镜和透射电镜观察,发现裂纹均起源于叶片进气边疏松处,沿枝晶间扩展,起始裂纹为热疲劳裂纹,进而发展为机械疲劳断裂。翻修前后叶片进气边γ′形态对比观察,结果表明叶片翻修前工作温度已偏高,加上严重的疏松和柱状晶以及表面渗铝层受损,是造成这起故障的基本原因。     

发动机三级涡轮叶片断裂分析

某发动机三级涡轮转子叶片在飞机赶快冰爬升时断裂，通过断口ＳＥＭ观察，ＥＤＡＸ成分分析，叶片基材金相检验和硬度测试等分析了叶片的断裂原因和机制，结果表明，共振是叶片失稳断裂的直接原因，热疲劳萌生裂纹，高温腐蚀疲劳控制裂纹稳态扩展，材料冶金缺陷对叶片断裂过程有促进作用。     

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。     

某发动机一级涡轮叶片断裂分析

以某发动机涡轮一级事故叶片为研究对象,对断裂叶片进行了宏、微观形貌观察,硬度测试以及断口成分检查,分析了叶片裂纹的产生与发展过程,探讨了叶片断裂失效的原因。结果表明,叶片断裂模式为机械疲劳断裂。提出了预防措施。     

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。     

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。     

WJ5A发动机涡轮叶片折断及裂纹分析

本文分析了WJ5A发动机一次事故原因。据目视、荧光、断口和金相检验,在叶片组织中发现了明显的过烧特征。经与试验室模拟试验后的过烧组织进行对比,判断出局部超温达1290℃,这是引起事故的主要原因。文章还对发动机今后的安全使用提出了建议。     

发动机JT9D—7R4EI级涡轮动片的过热分析

Ｅ．Ｎｏ．９２７发动机在执行飞行任务时出现瞬时高温受热的异常现象，拆下该发动机进行了过热检查，发动机型号为ＪＴ９Ｄ－７Ｒ４Ｅ，一级涡轮动片的材料为ＰＷＡ１４８０。     

涡轮叶片材料及制造工艺的研究进展

针对航空发动机涡轮叶片的工作环境和使用要求,介绍了提高涡轮叶片耐温能力的两种途径,即加强叶片冷却和提高叶片材质自身的耐温性能。文中着重评述了用作叶片材料的合金及其制造工艺的研究进展与发展趋势。     

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。     

陶瓷涂层在航空发动机涡轮叶片表面处理中的应用

从涂层材料、制备方法、涂层特点及存在的问题等几个方面介绍了作层技术的研究和发展状况,并针对航空发动机涡轮叶片,在分析了陶瓷涂层作为叶片热障涂层的应用研究状况和效能的同时,提出在叶片易磨损部位的修复中应用陶瓷涂层以及直接用陶瓷涂层作为叶片耐磨涂层的设想。     

定向凝固涡轮叶片合金DZ22B的研究EI

ＤＺ２２Ｂ合金是在ＤＺ２２合金的基础上改型的定向凝固涡轮叶片合金，其成分特点是仅含１．０％的铪。合金的力学性能水平与美国著名的定向凝固高温合金ＰＷＡ１４２２相当。经长达５０００ｈ的高温曝晒，未发现ＴＣＰ相析出，力学性能基本稳定。合金已用作某涡轴型发动机高压涡轮叶片材料，并投入批量生产。     

某发动机涡轮转子叶片断裂原因分析

发动机涡轮转子叶片在长期试车时发生断裂.对断裂叶片进行了宏观分析、断口分析、显微分析及化学成分分析,并对断裂原因进行了探讨.结果表明,叶片断裂主要是高温蠕变断裂.材料抗蠕变能力偏低和叶片内有较严重的铸造疏松及发动机涡轮部分工作温度有超高现象是叶片蠕变断裂的主要因素.     

JT9D—7R4G2型发动机八级压气机盘及叶片失效原因分析

通过对失效的第八级压气机盘和叶片观察和金相分析，探讨了该失效件断裂的原因。结果表明，微动磨损引起疲劳断裂。     

涡轮导向叶片的失效分析EI

使用光学、电子等微观手段及宏观力学分析方法证明，由不均匀的温度分布所引起的热应力、燃气中的腐蚀性介质及铸态组织中的枝晶是引起涡轮叶片开裂的主要原因。本文还对提高其使用寿命的方式进行了探讨。     

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.     

长期使用过的涡轮叶片的恢复处理

航空发动机的涡轮叶片在高温和应力长期作用下,组织发生变化,导致性能下降乃至失效,因此,许多人致力于研究能否让这些叶片在工作一段时间后进行某种处理使之“恢复青春”重新上机服役的问题。这里介绍加拿大宇航研究院T.M.Maccagno等人对Inco713C合金制的某发动机一级涡轮叶片进行研究的结果。 试验选用在发动机工作过约8000h的涡轮叶片,叶身     

汽车发动机风扇叶片断裂分析

汽车发动机风扇叶片在汽车运行中断裂,对断裂叶片的断口进行了宏、微观分析,并追踪了风扇的生产工艺,探明了叶片失效的主要原因是冲压工艺不当产生了微裂纹,在随后的工作应力作用下,产生疲劳断裂,改进工艺后避免了该类失效事故的发生。     

某发动机Ⅱ级涡轮叶片排气边裂纹分析

对WP13F发动机Ⅱ级涡轮叶片排气边裂纹、断裂进行了汇总分析。该叶片裂纹、断裂都属于以低周疲劳为主的高、低周复合疲劳失效模式；在疲劳起始区均存在一个黑色粗糙区(月牙形多晶区)；断口上存在的大量粗大初生碳化物降低了材料的断裂韧性，加速了疲劳裂纹的扩展。