航空发动机涡轮叶片损伤分析

航空发动机涡轮叶片长期工作在高温、高压的恶劣环境中,容易出现热障涂层脱落、烧蚀、裂纹、腐蚀等损伤。分析了高压涡轮叶片损伤产生的原因,介绍了实际中常见的几种损伤类型,并对其检测技术进行了阐述。     

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。     

某型发动机涡轮导向叶片故障探讨

针对某型发动机涡轮导向叶片故障作进行了详细的分析，并推测了产生的原因，并据此提出了改进的设想和使用维护中应注意的问题。     

某航空发动机高压涡轮导向叶片高温失效分析

通过外观检查、断口分析、材质检查、气膜孔检查和热模拟等试验工作,对故障高压涡轮导向叶片裂纹性质及产生机理进行分析。结果表明：故障叶片裂纹性质为疲劳,疲劳起源于气膜孔外壁的尖角区域。热障涂层涂覆后引起前缘气膜孔孔径减小,且使用过程中气膜孔受燃气氧化附着物影响导致孔口堵塞;叶片前缘局部超温导致基体组织转变,降低了基体的抗疲劳性能,促使叶片过早疲劳开裂。本文提出了适当加大气膜孔孔径,完善加工工艺要求,加强孔表面附着物清理等建议,可有效避免类似故障重复发生。     

基于ANSYS的某型航空发动机涡轮叶片的弹性应力分析

以某型航空发动机的涡轮叶片为研究对象,基于SolidWorks软件建立其三维实体模型,采用有限元分析软件ANSYS对其进行弹性应力分析.仿真结果表明,涡轮叶片根部应力最大,且随着半径的增大,叶身的应力越来越小;变形与应力的大小分布不一致,随着半径的增大,变形量越来越大.仿真结果对涡轮叶片的设计和改进具有一定的指导意义.     

基于ANSYS的某型航空发动机涡轮叶片的振动特性分析

以某型航空发动机的高压涡轮叶片为研究对象,采用Solidworks软件建立其三维实体模型,基于有限元分析软件ANSYS对其进行振动特性分析,得出叶片的振动频率特性和前六阶振动模态特性。仿真结果对涡轮叶片的设计和改进具有一定的指导意义。     

某型航空发动机空气涡轮起动机起动故障研究

为了保障地面试车效率及飞机飞行的安全,对起动过程的故障模式、故障部位及故障原因作出及时准确的判断,预防起动过程潜在故障的发生,通过分析起动原理,研究了起动过程中5种常见起动故障。对航空发动机地面台架试验过程中起动失败故障进行分析,通过绘制故障树,得到起动过程异常带转故障模式为起动机出口堵塞;快速定位故障原因为：在湿度大的低温天,起动机短时间内连续起动,等熵膨胀过程起动机涡轮叶片及起动机出口壁面结冰,造成涡轮出口面积减小,排气不畅引起出口堵塞,涡轮输出功率减小,起动失败,保障了地面试验安全;并根据该起故障对地面试验供气系统提出增加干燥机的改进措施和试验前、后起动机检查要求,经过地面持久试验和考核试验验证方法有效,起动机结冰故障得到有效控制。该起故障研究和排故改进措施可供地面台架试验参考。     

某型航空发动机涡轮部件性能衰退模型研究

作为航空发动机的重要组成部分,涡轮部件承受着高温高速燃气产生的热载荷和气动载荷及自身旋转产生的离心载荷等,因此对其性能监控是十分必要的。文中参照国内某航空公司监控航空发动机涡轮部件性能所依据的标准,对某型航空发动机的高压涡轮转子部件在各种载荷作用下所受的应力应变进行分析,并且结合S-N曲线法和Manson-Coffin的Morrow修正法对其疲劳寿命进行了预测研究,建立了涡轮部件的性能衰退模型,为航空发动机维护和性能的监控提供了参考依据。     

航空发动机涡轮叶片包容模拟试验研究

为消除航空发动机非包容失效,首先需要通过叶片包容试验了解发动机部件的撞击、变形和破裂过程。在高速旋转试验台上进行模型的叶片包容试验,使用高速相机和高速数据采集系统构建特别的触发系统,记录叶片撞击机匣时的转子转速、机匣外壁上的应变波及叶片的运动轨迹。试验结果表明,叶片长度和动能对部件的撞击变形及破坏结果有极大的影响。高能量长叶片撞击将引起大变形,叶片弯曲成U形,机匣在第二次撞击处被撕裂击穿。相反地,叶片较短时,即使具有较高的撞击能量,对机匣的破坏作用也是极小的。叶片包容试验可以为结构优化设计和叶片包容仿真软件的开发提供大量有价值的数据。     

某型航空发动机的涡轮整体叶盘设计

对航空发动机中涡轮整体叶盘的主要失效模式和设计需要考虑的强度问题进行了总结,对某型发动机的整体叶盘进行了强度分析和寿命评估,同时对该叶盘进行了强度试验验证,为涡轮整体叶盘设计提供了参考。     

基于某航空发动机涡轮叶片的热流固耦合分析

以某航空发动机的整体型涡轮叶片为研究对象,基于数值模拟的方法对涡轮叶片在离心载荷、热载荷及气动载荷作用下的叶片结构强度进行了研究,分别对离心载荷、热载荷+离心载荷、热载荷+离心载荷+气动载荷三种载荷工况下的应力与位移的分布趋势与叶片节点上应力值变化趋势进行了研究。通过有限元结果的对比发现：三种载荷对结构强度的影响顺序由大至小,依次是离心载荷-热载荷-气动载荷,其中离心载荷对应力结果的影响较大,热载荷对位移结果的影响程度较大。通过对三种不同工况下相同叶片上应力值沿叶身节点坐标的变化趋势的对比可以发现：三种工况条件下,应力值沿叶身节点的变化趋势几乎一致。     

某型发动机涡轮叶片的蠕变寿命分析

针对某型航空发动机的涡轮叶片,开展了应力计算,进行给定转速和温度场条件下的弹塑性有限元分析,得到应力场;对叶片上的危险位置和最大应力值进行分析,计算提高工况时的涡轮叶片的应力场,分析温度场提高和转速提高对叶身应力分布的影响和最大应力值的变化程度;针对温度场和离心载荷分析计算的结果,对于涡轮叶片结构设计、故障预防维修以及航空发动机整体可靠性有重要意义。     

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。     

某型航空发动机压气机叶片干冰清洗试验研究

为研究某型航空发动机压气机叶片干冰清洗效果并获取关键参数值,分析了压气机叶片干冰清洗的原理,测试了干冰清洗对压气机叶片的清洗效果。采用人工涂抹法模拟不同积垢的压气机叶片,进行压气机叶片干冰清洗试验,在不同的参数下系统地研究干冰质量流量、喷射角度和压气机转速等参数对干冰清洗效果的影响,获得干冰清洗压气机叶片的最佳参数范围。试验结果表明,干冰清洗对压气机叶片有较好的清洗效果,人工涂抹法可以较好地模拟实际的压气机叶片积垢情况,获得清洗关键参数干冰质量流量、喷射角度和转速的较优范围。     

某型航空涡轮发动机低压涡轮后框架应力比较分析

通过有限元分析方法,计算某型航空涡轮发动机低压涡轮后框架及其改型的热应力分布情况,比较两种低压涡轮后框架的结构优劣,为航空公司关于该型发动机低压涡轮后框架的升级提供参考和建议。     

航空发动机涡轮叶片叶尖损伤修复自适应加工技术研究与应用

损伤的涡轮叶片修复对航空发动机的检修及延寿具有重要意义.综述了某镍基铸造高温合金涡轮工作叶片修复技术的研究进展,重点介绍了叶尖部位自适应机械加工的修复方法,深入阐述了试验加工过程与验证结果,并对涡轮叶片修复技术的发展前景进行了展望.     

航空发动机涡轮叶片气膜孔加工工艺

气膜冷却结构是影响涡轮叶片承温能力的重要因素,为实现高质量涡轮叶片气膜孔的加工,系统总结了电液束打孔、电火花打孔和激光打孔三项传统气膜孔加工方法的特点、局限性和应用现状,并阐述了新的气膜孔加工技术,具体分析了飞秒激光打孔、水导激光打孔和组合加工技术的原理、研究和应用现状。其中飞秒激光加工可以实现无热应力、无再铸层、无微裂纹高质量气膜孔的加工,且技术成熟度相对较高,在国内部分航空发动机型号上已得到成功应用,逐步成为国内以后气膜孔加工技术的发展方向。     

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，调整叶冠装本间隙等工艺措施，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。     

大修航空发动机涡轮叶片的检修技术

介绍了涡轮叶片的清洗、无损检测、叶型完整性检测等预处理,以及包括表面损伤修理、叶顶修复、热静压、喷丸强化及涂层修复等在内的先进修理技术。