涡桨发动机涡轮叶片凹坑损伤分析

涡桨发动机在延寿检查时发现第一、二、三级涡轮叶片有凹坑、擦伤痕迹。对损伤较严重的涡轮叶片进行外观检查、金相组织检查、能谱分析,确定涡轮叶片是受到铁基金属物撞击导致的擦伤。经发动机分解检查,其损伤原因是燃烧室机匣支板焊缝残存的焊瘤在发动机工作中掉落,掉落的焊瘤在高速气流的推动作用下击伤叶片。完善燃烧室焊接工艺并细化焊后零件的表面质量检查要求可有效控制此类问题。     

航空发动机压气机叶片损伤分析与监控对策

针对发动机在服役过程中,压气机叶片因外物打伤而产生裂纹、掉块等缺陷的问题,运用基于断口分析和能谱分析的失效分析方法,查明了导致发动机压气机叶片损伤的机理和根本原因,提出了集内窥检测和涡流检测于一体的监控对策.通过检测试验分析了叶片损伤图像和检测信号的典型特征,找出了缺陷的涡流信号显示与实际缺陷大小的对应关系,为准确可靠...     

航空发动机叶片 TiN / Ti 涂层基体冲蚀响应数值模拟

目的研究Ti N/Ti涂层结构变化对TC4钛合金基体冲击塑性应变的影响。方法采用有限元分析软件ABAQUS建立球形Al2O3颗粒冲击覆有Ti N/Ti涂层TC4基体的二维轴对称模型,分析涂层硬质层厚度、硬质层层数对基体在冲击过程中的等效塑性应变的影响规律。结果对于无涂层的基体,其冲击塑性应变仅发生在冲击的加载阶段,冲击塑性应变分为加载及卸载两个阶段,加载阶段基体的塑性应变由球形颗粒的冲击产生,卸载阶段基体的塑性应变由涂层硬质层的回弹产生。对于单层结构涂层,当硬质层厚度低于12μm时,随着硬质层厚度的增加,基体的塑性应变较大且呈振荡变化;当硬质层厚度超过12μm时,随着硬质层厚度的增加,基体的塑性应变减小。对于多层结构涂层,当硬质层的厚度不变,增加涂层硬质层层数使得基体的塑性应变减小。结论有限元可以模拟分析Ti N/Ti涂层结构对TC4钛合金冲蚀性能影响规律,优化Ti N/Ti抗冲蚀涂层的结构设计参数,对抗冲蚀涂层的结构设计及其进一步研究具有指导意义。     

航空发动机钛合金叶片喷丸强化残余应力研究

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.     

发动机叶片喷丸强化工艺及设备的研究

为了提高发动机叶片的使用寿命,延迟裂纹的萌生,通常对其采用喷丸强化处理。本文概括了发动机叶片喷丸强化研究的意义和必要性,介绍了叶片喷丸强化的工艺参数,重点阐述了发动机叶片喷丸强化设备的研究,并对发动机叶片喷丸设备的应用做了总结。     

航空发动机叶片数字化再制造方法研究

叶片作为航空发动机的关键部件,其数字化三维模型等核心技术资料一直由国外发动机厂商垄断。为获取航空发动机叶片的三维数字化模型,提出一种基于海量点云数据的叶片数字化模型重建方法。利用激光扫描仪获取的叶片点云数据;在点云数据预处理部分,进行点云对齐并合理精简;将点云数据截面转化为含有噪声的时域信号进行滤波,引入单树小波包分析方法,并通过坐标变换将其分割为叶盆面和叶背面;依据叶片的型面特点,采用不同方法对叶片截面边界进行拟合。反复上述过程,采用蒙面曲面的方法建立叶片数字化三维模型。实验结果表明,利用该方法建立的发动机叶片模型具有良好的光顺性和几何精度,明显提升了建模效率。     

航空发动机叶片焊接机床刚柔耦合建模研究

利用有限元分析软件ANSYS Workbench对机床进行了静力学分析,初步了解了机床的变形情况。根据变形情况,利用动力学分析软件ADAMS对易变形及振动构件柔性化建立了刚柔耦合虚拟样机。在虚拟样机中对焊枪的平动、加减速、高速运动等不同的运动形式进行了仿真,研究分析了滑枕和丝杠的变形和振动情况,对刚性模型和刚柔耦合模型圆弧轨迹进行了对比。结果表明,刚柔耦合虚拟样机能够更真实精确地进行运动学、动力学分析,对机床的设计、改进和误差补偿有重要意义。     

航空发动机叶片Tc4材料的非线性累积损伤及可靠度研究

以轴向拉压疲劳试验统计航空发动机叶片TC4材料在不同应力比下的损伤及寿命分布,针对线性损伤模型的不足,基于Chaboche非线性损伤模型和第四强度理论,提出叶片TC4材料的非线性损伤演化方程,并引入W?hler曲线和BP神经网络计算结果进行比较。以压气机叶片在最大连续工作状态下流场仿真计算结果为依据,计算出叶片应力时间历程。基于应力强度干涉模型,从能量耗散角度描述TC4材料的剩余强度模型结合泊松随机过程,完成航空发动机压气机叶片在最大连续工作状态下的可靠度预测。     

发动机叶片电解加工等入流角流场设计与试验研究

在大扭角、长叶身型复杂曲面叶片电解加工中,通常采用传统纵向侧流式流场加工,电解液在叶尖至叶根的入流角度差异较大,电解液分流不均,易引发短路等加工意外。提出了一种等入流角流场,即在理论模型上由叶尖至叶根截取若干截面,在截面中以进排气边缘两侧切线的角平分线方向为入流方向,将各流道沿各自的入流方向延伸形成等入流角流场。该方法均匀了电解液入流角,有利于提升流场稳定性。利用有限元方法对等入流角与纵向侧流式流场进行了对比,结果表明等入流角流场可有效提升流场的均匀稳定。进行了等入流角流场的加工试验,结果表明该流场可获得较好的加工稳定性与加工质量。     

航空发动机涡轮叶片疲劳性能检验方法研究

为保证批量生产的关键重要零件的可靠性,选取铸造K417合金制成的航空发动机用Ⅱ级涡轮叶片为研究对象,通过随机抽取不同批次的叶片进行疲劳强度试验,在借鉴国外叶片疲劳性能控制方法及相关标准的基础上,经统计分析,探索出叶片疲劳性能检验方法及验收标准,达到监控叶片制造综合质量的目的。     

低空航测无人机测量误差思考

无人机在低空航测活动中具有不可替代的重要作用,以进一步发挥其价值为着眼点,应尝试控制测量误差。本文以低空航测无人机测量误差产生的原因作为切入点,予以简述,再以此为基础,重点分析测量误差的控制方法,给出线性纠偏、自适应实时矫正等措施,最后通过模拟实验予以论证,服务后续航测活动。     

无人机液压弹射装置能源系统仿真研究

基于功率键合图理论建立了无人机液压弹射装置能源系统的动态数学模型,应用Simulink对其工作过程进行了仿真研究,得到了无人机发射过程中液压系统的压力、流量特性以及液压缸活塞的速度、位移随时间的变化规律,同时给出了同一弹射装置在不同工作压力下发射不同质量无人机时的起飞速度.由于液压缸活塞是通过压缩油液缓冲减速,因此笔者通过改变油液体积弹性模量,分析了打开卸荷阀液压缸活塞的震荡情况,为无人机液压弹射装置的研制及改进提供了参考.     

基于MATLAB的民航发动机涡轮叶片寿命建模

针对民航飞机维修工作中发动机涡轮叶片普遍存在故障率较高的问题,收集某型民用航空发动机涡轮叶片的可靠性数据,并运用三参数Weibull分布建立该型发动机涡轮叶片的可靠性寿命模型。在模型求解的数值计算过程中,为保证模型的计算精度,采用经典的牛顿迭代法及三参数相关系数优化法对涡轮叶片的寿命数据进行拟合分析及计算;同时为减少计算工作量及提高数值计算过程中人工智能的参与度,基于MATLAB软件对上述数值计算方法编写计算程序,最后对计算结果进行K-S假设检验。结果表明：对涡轮叶片寿命数据进行可靠性分析时,运用Weibull分布建立的数学模型符合客观规律;同时牛顿迭代法、三参数相关系数优化法及MATLAB计算程序的有效利用,保证了计算结果的精度。     

航空发动机冲蚀损伤及防护涂层研究进展

航空发动机高速发展,其服役工况日渐严苛。飞机在高低空飞行、起飞和降落过程中,空气中的沙粒、火山灰、雨水和冰晶等在高速气流作用下不可避免地被吸入发动机内,与燃烧室等热端部件工作过程中产生的高温多相冲蚀流体共同作用,造成各类冲蚀损伤并严重影响航空发动机服役期间的安全性。开发有效的航空发动机冲蚀防护技术及高性能冲蚀防护涂层已成为航空发动机安全服役的必要保障,但目前系统介绍航空发动机冷热端部件冲蚀损伤形式的文献极少。针对航空发动机服役环境下冷热端部件的主要冲蚀形式及产生原因进行归纳,分析航空发动机服役工况特点与冲蚀破坏机理。对航空发动机用抗冲蚀涂层体系进行归类,并对其研究进展及性能进行阐述,归纳航空发动机冲蚀防护领域的测试方法和国内外各学术团队的探索性研究。总结当前研究成果并作以展望,为航空发动机冲蚀损伤的研究和新型防护涂层的设计提供参考。     

某大型发动机水箱散热马达的损坏原因及改进方法

通过专用设备测试散热用马达吸油口压力变化,检测到马达在高速旋转时停止供油后产生了吸空,查明了马达损坏的原因,并通过优化该液压式散热系统的原理、使用开启压力更低的背压阀等措施,有效预防了此类故障的再发生。     

无人机系统视距链路全断故障分析与改进

无人机曾发生UHF上、下行链路和C链路陆续中断,全程持续约20 min。从视距链路系统功能原理出发,定位故障原因,分析故障机理,确定中断原因分别为区域内存在干扰信号、任务管理处理机中OFP软件存在缺陷和应急处置错误选择了定向天线的伺服方式。最后采取了针对性改进措施,彻底解决了视距链路主备全断故障。该故障解决进一步完善了应急处置体系,对于预防危险性故障,提高系统整体可靠性具有重要意义。     

航空发动机铝合金缸体的快速砂铸工艺研究

以结合了光固化成型技术与砂型铸造的快速砂铸技术为基础,针对某小型航空发动机中的复杂部件——缸体,分别进行了铸造工艺设计、铸型及砂芯模具的CAD设计、树脂件模具的制作及填砂制芯和浇注试验的工作,同时提出了铸件精度控制及浇注缺陷控制两大问题并着手解决。最后针对浇注所得铸件进行关键尺寸测量及精度分析,证明了通过该工艺方法制造出的铸件,与传统铸造工艺相比,其精度达到较高水平。     

激光一次性去除铝合金飞机蒙皮涂层实验与数值研究

目的 研究激光的频率、功率及扫描速度等参数对脉冲激光清洗航空铝合金表面S06-0215油漆涂层的影响,分析脉冲激光清洗的机制,优化工艺参数组合,并设计航空铝合金表面涂层一次性去除方法。方法 以航空铝合金2A12为基材,开展脉冲激光的频率、功率和扫描速度等参数对基材表面涂层烧蚀深度的影响研究,以及烧蚀过程中基材表面最高温度的模拟研究。同时,以表面粗糙度和去除深度为评价指标,对2A12铝合金飞机蒙皮表面涂层进行清洗实验,对采用优化参数清洗后的蒙皮表面进行粗糙度测量、元素含量以及组成成分分析。结果 脉冲激光的扫描速度和频率变大,以烧蚀为主导作用的去除机制逐渐减弱,同时振动机制逐渐增强,并最终转变为主导地位。影响激光去除深度的参数,按权重大小依次为扫描速度、功率、频率。结合模拟与实验结果发现,激光频率125 kHz、功率70 W和速度50 mm/s为表面涂层S06-0215最佳的一次性去除工艺参数组合,此时能量密度大小为1.47 J/cm²,清洗过程中,不损伤2A12铝合金飞机蒙皮基材。通过XRD、SEM以及EDS表征分析表明,氧化膜仅被部分去除。结论 激光清洗铝合金表面...