航空发动机Ⅰ级涡轮叶片断裂故障分析

某航空发动机Ⅰ级涡轮工作叶片断裂是一项重大故障。本文以光弹性技术为主，从结构、工艺、材料等方面进行综合分析，确定故障的主要原因是离心应力和振动应力组成的变幅应力过大而引起的疲劳断裂。同时提出开卸荷槽的结构措施以及喷丸、调整叶冠装配间隙等工艺措施，大大提高了叶片伸根部分的抗疲劳强度。排故措施经过零件的振动疲劳试验和发动机台架试验证实，并已在新旧发动机中应用，取得良好效果。     

航空发动机涡轮叶片热冲击试验

某型航空发动机涡轮叶片在使用过程中发生疲劳断裂故障，为避免故障再次发生，对涡轮叶片的材料和结构进行改进，以提高涡轮叶片的振动疲劳强度和热疲劳强度。对改进前后的涡轮叶片进行热冲击试验，论述了试验原理，介绍了试验过程，并分析了试验结果。试验结果表明，改进后涡轮叶片的平均温度比原涡轮叶片低，叶身温度分布更均匀。进气边是涡轮叶片最易产生热疲劳裂纹的部位，改进后涡轮叶片的热疲劳寿命更长。     

航空发动机压气机3级转子叶片榫头断裂故障分析及预防措施

针对航空发动机压气机3级转子叶片存在的疲劳断裂问题,通过观察断裂叶片微观形貌和分析其榫头工作面及相配合的压气机盘榫头工作状态,运用ANSYS软件对3级转子叶片、销钉、衬套的应力进行了计算,并结合硬度检测、工艺与结构分析指出了叶片断裂的原因和危害性,提出了相应的预防措施。结果表明:故障叶片榫头销钉孔萌生裂纹的主要原因是裂纹源区附近存在机械擦伤,引起应力集中,导致叶片榫头疲劳断裂;通过改进叶片与衬套机械加工工艺和装配工序,提高其配合的接触面积,改善叶片工作时的应力状态,可以有效地控制叶片榫头疲劳裂纹的出现。     

针对叶片阻尼台断裂故障的试验方法

某型航空发动机风扇叶片在外场使用时发生断裂故障,断口分析后判断为疲劳断裂,裂纹起始于叶盆侧阻尼台与叶身转接处,原因为电击伤.针对这一叶片阻尼台断裂故障,为了验证电击伤对叶片疲劳强度的影响,需要在振动环境下对正常叶片和烧伤叶片进行疲劳强度对比试验.介绍了试验方案、过程,并进行了试验数据分析.     

涡轮盘疲劳裂纹故障分析

火箭发动机涡轮盘工作在高温、高转速及恶劣的振动环境中，并承受着较大气动力作用，是发动机的关键组合件，涡轮盘的失效破坏将严重影响发动机的正常工作，甚至带来灾难性的后果。针对某火箭发动机涡轮盘在热试车中出现的裂纹故障，进行全面的分析，准确定位故障类型，以试验和计算分析给出合理的故障原因，重点是在疲劳分析方面所做的工作，包括振动模拟试验、疲劳强度计算，并根据疲劳强度分析结果提出改进方案。结果表明原结构圆角处应力集中明显，静态应力值水平高，在发生耦合振动后，涡轮盘出现疲劳裂纹，最终发生低周大应力破坏。试验和计算表明，采用改进方案可有效降低尺圆角处的应力集中，明显提高疲劳强度。对采用改进方案后的涡轮盘发动机进行了多次热试车，证实改进后的结构未发生耦合振动，未发现疲劳裂纹，改进方案是可行的。     

装配参数对附件机匣锥齿轮破裂故障的影响

针对航空发动机附件机匣锥齿轮由装配偏差引起的破裂故障,采用行波共振原理和有限元法,对锥齿轮进行模态分析和静应力计算,分析了啮合锥齿轮的齿轮间隙和主动锥齿轮垂直安装角度对主动锥齿轮齿根应力的影响。仿真与试验结果分析表明：主动锥齿轮结构具有一节径和二节径振型,模态频率与试验误差小于2.5%;齿轮装配间隙对齿根应力影响较小,装配工艺的要求相对合理;主动锥齿轮安装角度偏差对齿根应力影响较大,因此需要严格控制角度偏差。主动锥齿轮断齿金相组织形态及其破裂特征分析表明,锥齿轮的破裂类型为疲劳断裂,断口具有节径型振动疲劳断裂特征。     

某型发动机风扇叶片复合疲劳试验加载系统的分析与测试

某型发动机风扇工作叶片高低周复合疲劳试验中,如何有效地将低周疲劳和高周疲劳进行复合并加载到叶片的考核位置是试验的难点之一。通过对叶片的模态分析与测试,确定了叶片的固有频率并验证了叶片模型的准确性;在叶片模型基础上与轮盘构成组合系统,通过静力分析确定了叶片的危险考核部位,并通过振动分析确定了高周疲劳加载的频率;设计了试验夹具并与叶片构成组合系统,通过仿真计算并结合调试试验及断口分析论证,高低周复合载荷成功地施加到了叶片的考核部位。结果表明:该型发动机风扇三级工作叶片在不同转速载荷下的等效应力分布规律相似,危险部位为叶片耳环处,最大应力达到503 MPa;该型叶片轮盘组合系统存在两个危险共振转速,即n=9 890.92 r/min和n=10 979.8 r/min,共振频率为f=1 318.92 Hz、f=1 439.65 Hz;叶片断裂位置存在疲劳弧线和疲劳条带等典型的高低周复合疲劳断口特征。     

某航空发动机单晶涡轮叶片研制及应用

某航空发动机所用的K465合金高压涡轮叶片在使用条件下的强度安全裕度较低,在使用考核中造成了高压涡轮叶片烧蚀断裂故障。为保证发动机的性能、寿命及材料整体匹配性的要求,开展了某单晶高温合金及涡轮叶片的研制及应用研究。研制的单晶高温合金不但具有卓越的高温性能,而且还具有优异的工艺性能和抑制再结晶能力。批量试制出了合格的某发动机单晶涡轮叶片,形成了一系列该单晶涡轮叶片工程化制备生产用工艺规范和单晶叶片铸件验收暂行技术条件;单晶涡轮叶片试验件已通过了热冲击试验、振动疲劳试验、转子超温超转试验和发动机整机长期试车试验考核,经受住了严苛的考验。该单晶叶片的研制成功,填补了国内同类产品的空白,该研究成果也可用于其他高推比发动机。     

内燃叉车消声器断裂原因及改进措施

正1.故障现象某型号内燃叉车发动机消声器进气管与消声器筒体连接部位的焊缝处,经常发生疲劳断裂故障,影响叉车正常工作。设计该叉车时,为了减少消声器的振动和内应力,采取了以下2项措施:一是发动机排气管连接处采用1段波纹管,使发动机排气管与消声器进气管形成柔性连接,以减轻发动机传递到消声器上的振动;二是在消声器与车架之间设置了橡胶垫悬挂装置,避免过定位,实现隔振作用。采取以上措施后,叉车消声器该部位依然发生疲劳断裂故障,随即采取增加加强筋、增加板臂厚度、改善焊缝等     

航空发动机风扇叶片振动应力试验分析

通过试验获取航空发动机转子叶片在实际工作条件下的振动应力,是开展转子叶片设计验证及优化改进的重要手段。以某航空发动机为研究对象,设计风扇叶片振动应力地面试验方案,开展台架试验和装机地面试验,测取风扇叶片振动数据并进行振动应力分析。分析结果表明:装机地面试验中,风扇叶片振动应力较台架试验显著增长,说明发动机安装状态的变化对风扇叶片振动应力有较大影响。     

基于振动应力分析的齿轮结构优化方法研究

针对航空发动机传动系统齿轮辐板断裂现象,进行了原因分析;通过断口检查、强度计算、振动特性分析、应力测试等,确定齿轮辐板断裂的性质为节径共振引起的高周疲劳.基于分析结果,以降低振动应力、提高强度储备为目标,对齿轮结构进行了改进优化设计,并对优化后的结构进行了试验验证.结果 表明,齿轮结构优化后,振动应力值大幅降低,齿轮结构强度储备与工作可靠性明显提升.     

涡轴发动机燃气涡轮叶片断裂原因

某涡轴发动机在厂内试验运行至656.4 h时,一件燃气涡轮叶片在榫头伸根段断裂。通过研究叶片裂纹分布、断口宏观和微观形貌以及开裂部位的应力状态,分析了该叶片断裂原因。结果表明：叶片失效性质为疲劳,疲劳裂纹起源于榫头伸根段排气侧内部第1冷却腔内表面;该型叶片榫头冷却结构设计未考虑应力集中,冷却通道出现较大转角,产生较高水平应力,最终导致叶片断裂和开裂。     

喷丸与振动光饰提高零件抗疲劳强度的对比

喷丸工艺和振动光饰工艺都能提高零件的抗疲劳强度。文中以发动机的叶片为研究对象,试验测量喷丸工艺和振动光饰工艺下叶片叶身的表面残余压应力,中值疲劳强度和表面质量等,多方面对比喷丸与振动光饰工艺提高叶片抗疲劳强度能力的差别,分析喷丸和振动光饰在提高叶片抗疲劳性能的不同机理。     

热振载荷下某星载SAR有源单机焊接疲劳损伤研究

针对某星载SAR有源单机焊接部位断裂故障,采用数值方法分析热振载荷下焊接部位疲劳损伤,探究故障发生机理,提出结构优化方案。结果表明：温度循环和振动载荷下,焊接部位等效应力均小于材料强度极限;温度循环载荷作用下,焊接部位达到过疲劳状态;随机振动载荷作用下,焊接部位远未达到疲劳破坏水平;造成故障的原因是热循环试验产生初始裂纹,振动试验加速裂纹扩展;为释放焊接局部热应力,连接器采用金箔软搭接方式,可有效避免此类故障。     

航空发动机压气机后轴承失效故障的分析

针对某型飞机飞行中发动机振动值忽然增大的特情，对发动机开展现场检查和返厂检查，确定故障部件为压气机后轴承。基于故障部件的宏微观分析、断口分析、材质检查，得出失效机理为疲劳断裂。以压气机后轴承失效为顶事件，从安装、润滑、制造质量等方面建立故障树，并开展排查，明确失效原因，提出改进措施。改进措施经工厂验证有效。     

梁式电磁振动疲劳试验机

<正> 梁式电磁振动疲劳试验机适用于航空发动机、汽轮机和水轮机的叶片及有关零部件的振动试验、疲劳特性试验、故障分析试验、寿命考核试验、工艺对比试验,亦可作材料振动疲劳试验。一、主要技术规格1.可控频率 64—6000赫兹2.疲劳试验频率 64—3000赫兹3.功率放大器最大功率10瓩4.电磁平均激振力 500公斤5.叶片振幅相对波动率≤6%     

基于残余应力监测的航空发动机转子叶片质量评定方法

针对航空发动机叶片的断裂故障,采用x射线衍射法对叶片进行残余应力测试。分析了叶片表面不同部位残余应力随工况的变化规律,探讨了运用残余应力评定叶片质量的安全评定技术,为有效控制叶片断裂故障的发生提供了新的途径。     

航空发动机叶片掉角故障疲劳机理试验方法研究

针对航空发动机叶片掉角故障,提出了一种采用叶片模拟试件进行高阶弯扭复合共振开展疲劳机理试验研究的方法。通过有限元模态分析,优化设计了一种方形平板叶片模拟试件,开展了高阶弯扭复合共振疲劳试验研究,验证了试件模拟叶片掉角故障的可行性。结果表明:模拟试件在"双扭弯曲复合"振型下进行共振试验可模拟引起掉角故障的高阶弯扭复合振型。在开展共振疲劳试验时,发现试件存在复杂的非线性振动特性,该特性对进行共振疲劳试验有重要影响。制定的疲劳裂纹判定方法可准确有效获得共振疲劳试验数据。     

激光冲击复合强化机理及在航空发动机涡轮叶片上的应用研究

正激光冲击强化是一种精密加工技术,广泛用于金属材料表面改性,是国际上精密制造与抗疲劳制造研究前沿,其发展与解决航空发动机压气机/风扇叶片高周疲劳断裂问题相关,被美国空军列为四代战机发动机76项关键技术之一。但美国规范和有关专家指出:激光冲击强化不在高温部件应用,这是由于激光冲击形成的残余压应力在热作用下松弛,降低强化效果,美国规范也限制了镍基合金538℃的使用温度。我国高温涡轮叶片疲劳断裂故障突出,是影响航空发动机可靠性的重、难点问题之一,迫切需要强化。为此,针对已有     

汽轮机末级叶片断裂分析

采用扫描电镜观察、能谱分析、显微组织分析、硬度和拉伸试验等方法对断裂叶片进行了检验分析。结果表明：叶片断裂是因为叶片在热处理后力学性能没有达到标准技术要求；叶片工作时表面缺陷在交变应力作用下扩展，最终导致叶片的疲劳断裂。