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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。 相似文献
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压气机铝合金叶片是采用LY2材料制造的。这种材料的机械性能较好,但是其耐腐蚀性很差。原型机铝合金叶片是以铬酸阳极化膜防护的。这种膜层较薄,在工作过程中受强气流的冲刷极易遭到破坏,于是叶片很快地产生剥蚀(晶间腐蚀),以至折断。对于在海洋大气条件下使用的发动机来说,叶片的腐蚀尤为严重。因此,发动机不得不提前返修和更换零部件。 相似文献
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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。 相似文献
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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。 相似文献
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航空用某型发动机的压气机整流叶片系用钛合金制造。在试制初期,毛坯是通过下料、模锻、空气炉热处理、化铣而成。在生产过程中,存在叶片氢含量不稳定、变形超差等问题。通过试验用真空热处理取代普通的热处理,在减少热处理变形和降低叶片氢含量等方面,收到明显的效果。 相似文献
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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。 相似文献
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K3铸造高温合金是我国航空发动机中应用甚广的叶片材料,已在13种型号的涡轮发动机上用作不同类型的涡轮叶片和导向叶片,经受了上万小时的试车和飞行使用的考验,已投产使用。 相似文献
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一、前言 试制涡轮风扇发动机,风扇叶片的锻造是关键工艺之一。该发动机共有Ⅰ、Ⅱ级风扇和Ⅰ级静子等三种大型锻造叶片,单台122件,这三种叶片有下述三个共同特点: 1.尺寸大:如Ⅰ级风扇叶片零件长419毫米,最大弦宽124毫米,扭角约46°,叶型薄,最大厚度为4~8.28毫米。Ⅱ级风扇和Ⅰ级静子叶片的尺寸略小于它,这都是我国尚未生产 相似文献
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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 相似文献
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修娟 《中国新技术新产品》2018,(17)
航空发动机是飞机的动力之源,同时也是我国航空工业发展的重要基础。航空发动机复杂性极高,其所采用的高强度材料和极高的加工精度也给航空发动机的制造带来了不小的难题。航空发动机叶片是航空发动机中的重要组成部分,航空发动机叶片的加工精度直接影响着航空发动机的性能和工作的稳定性,然而由于航空发动机叶片所具有的复杂的空间结构和极高的几何精度给航空发动机叶片的机械加工制造带来了较大的难题,航空发动机叶片受加工变形影响使得航空发动机叶片的型面轮廓精度和表面质量极差,造成航空发动机叶片加工成品率下降。为提高航空发动机叶片加工质量,应当采取有效的措施消除机械加工中的残余应力,将航空发动机叶片变形控制在合理的范围内,提高航空发动机叶片的加工精度。 相似文献
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为了进一步挖掘600℃高温钛合金整体叶盘的性能潜力,通过材料技术和工艺技术的优化,创新发展了双性能整体叶盘设计思路及制备技术,即控制叶片和盘体分别采用最为适合航空发动机实际使用工况要求的组织状态,实现材料性能和结构设计的融合。在回顾整体叶盘结构发展历程及应用的基础上,分析先进发动机结构设计由追求均质整体叶盘向双性能整体叶盘转变的原因,重点介绍600℃高温钛合金TA29双性能整体叶盘锻件制备技术的最新研究进展。与分区控温锻造相比,分区控温热处理更容易实现双重组织的控制,即叶片获得等轴均匀细小的双态组织,盘体通过精确可控的β区热处理得到细晶的片层组织,过渡区的显微组织沿整体叶盘径向平缓变化。最后,指出600℃高温钛合金双性能整体叶盘应用研究未来拟解决的关键问题,包括整体叶盘叶片和盘体组织性能精确控制、过渡区位置及尺寸控制、关键服役性能评价与研究等。 相似文献
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一、前言某航空发动机中一级导向叶片,K_3材料经固体包埋法渗铝后,在模拟发动机的热冲击试验中,发现在叶盆大小锁板10毫米左右有放射形龟裂,裂纹深入材料基体。事后用各种手段检查,没有发现渗铝层有异常现象。初步分析,龟裂是由于叶片各部位温度场的差异和喷水冷却试验条件恶劣所致。在叶片外形和温度场仍按前所述时,可采用改 相似文献
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镍基高温合金是先进航空发动机高温叶片不可或缺的关键核心材料,目前通过合金化来提高其承温能力已趋于极限。研究表明,材料熔体结构对合金凝固过程、凝固组织、性能以及成形质量具有重要的影响。熔体结构的变化能够直接导致熔体特性发生改变,进而对性能产生影响,然而在实际合金的制备过程中,熔体结构的作用通常被忽略。熔体过热处理技术通过利用合金熔体的遗传效应,将高温熔体的结构保留到低温熔体,从而大幅提高合金性能。系统介绍了熔体过热的原理、主要处理技术以及如何通过X射线衍射和物性参数测量来确定熔体过热处理参数,重点介绍了熔体过热处理技术在优化高温合金凝固组织和提升性能方面的应用,最后提出了熔体过热处理技术发展的方向和面临的挑战。 相似文献
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