基于氧化和烧结的涡轮导向叶片热障涂层区域失效分析

研究氧化与烧结共同作用下对涡轮导向叶片热障涂层区域失效情况的影响有着重要意义。使用UG构建三维叶片流场模型并采用Fluent对其进行温度场分析,观察各区域下的热生长氧化物生长行为和烧结情况对涂层物性参数和氧化层厚度重新标定,利用ANSYS获得各区域涂层应力分布与大小,分析了区域热障涂层失效原因。结果表明不均匀温度场导致的氧化与烧结行为差异性,是造成涡轮导向叶片热障涂层损伤程度不同的根本原因。在叶盆区域涂层出现高应力集中现象,最大拉应力可达+299 MPa,这一分析为部件寿命评估提供借鉴。

一种航空发动机涡轮导向器叶片热冲击试验系统设计

航空发动机涡轮导向器叶片是发动机热端部件受热最严重的构件之一,在研发设计过程中,需要开展大量的热冲击试验。本文利用丙烷-氧气燃烧产物参数和航空煤油燃烧产物参数较为接近的特点,研发了一套考虑叶片内部主动气流冷却的涡轮导向器叶片热冲击试验系统,能够低成本并且较为真实地还原涡轮导向器叶片外部加热内部冷却的受热特征。

利用引晶技术制备大尺寸镍基单晶涡轮导向叶片

采用引晶技术制备了大尺寸双联镍基单晶涡轮导向叶片。利用高速凝固法(high rate solidification,HRS)进行单晶叶片定向凝固,并对单晶叶片进行宏观腐蚀,揭示叶片单晶完整性。通过扫描电镜、电子背散射衍射(EBSD)技术及高温持久实验,评估单晶叶片实际性能。同时,利用有限元模拟软件ProCAST对单晶叶片的定向凝固过程进行数值模拟及分析。结果表明:采用引晶技术可有效避免杂晶缺陷的形成,并可成功制备单晶完整性良好的大尺寸双联涡轮导向叶片,但在Vane 1叶片主晶与引入晶体之间仍会形成角度分别为1.5°和2.7°小角度晶界(LABs)缺陷;LABs使得单晶叶片的高温持久性能虽稍有降低(寿命损失小于15%、断后伸长率损失小于7%),但仍可满足叶片的服役性能。根据ProCAST软件对大尺寸双联单晶导向叶片凝固过程的模拟结果得知,设置引晶结构后,叶片的原始凝固路径得到了优化,叶片前缘位置的过冷条件得到了改善,杂晶缺陷的形核概率得到了降低,有效避免了杂晶缺陷的形成。

服役环境对涡轮导向叶片热障涂层失效模式的影响

目的 基于服役环境下热障涂层失效行为的复杂性,分析服役环境对涡轮导向叶片热障涂层的影响,并总结涡轮导向叶片热障涂层的失效模式。方法 针对服役环境下某型民用航空发动机涡轮导向叶片,使用UG软件建模,并且采用FLUENT软件对其进行三维共轭传热计算,结合热障涂层宏微观形貌、钙镁铝硅酸盐(CMAS)侵蚀行为、热生长氧化物(TGO)的生长情况,以及孔隙率和硬度的变化,通过引入涂层损伤系数,建立一种新的热障涂层区域失效评估模式,综合分析服役环境对涡轮导向叶片热障涂层区域化失效模式的影响。结果 在经历了8500h服役后,涡轮导向叶片表面热障涂层的失效模式因服役环境的局部差异而不同。叶片前缘区域最高温度达到1 501.69 K,发生了严重的低熔点氧化物侵蚀,导致陶瓷层的孔隙率降至11.909%,TGO等效厚度生长至1.870μm。后缘区域的最低温度为980.46 K,未见CMAS侵蚀,陶瓷层的孔隙率降至13.701%,TGO等效厚度生长至2.676μm。叶盆、叶背表面平均温度分别为1363.47K和1 264.14 K,发生了轻度低熔点氧化物侵蚀,陶瓷层的孔隙率分别降至12.176%和13.371%,TGO等效厚度生长至6.959μm和3.742μm。结论 叶片前缘涂层烧结损伤系数为1.021 2,TGO损伤系数为0.269 1,主要失效模式为陶瓷层烧结。叶片后缘涂层烧结损伤系数为0.599 8,TGO损伤系数为0.385 0,失效模式为以烧结为主、TGO增厚为辅的联合失效,叶盆、叶背涂层烧结损伤系数分别为0.958 6和0.677 4,TGO损伤系数分别为1.001 6和0.538 4,主要失效模式均为烧结与TGO增厚并行的联合失效。

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。

K403合金高压导向叶片的组织及热疲劳机理分析

为了加快验证新工艺制造的K403合金高压导向叶片的可靠性,采用热冲击试验模拟叶片实际服役环境,分析了热冲击前后叶片的微观组织及热疲劳裂纹的萌生及扩展机理。研究结果表明,高压导向叶片经过781次热冲击后,枝晶的二次枝晶间距明显增加,γ基体通道变宽,γ′相含量由53%降低至45.1%。疲劳裂纹不仅从叶片表面应力集中部位萌生,叶身内部大块碳化物由于冷热循环作用而破裂也可形成裂纹源。疲劳裂纹扩展速率在热冲击中前期由于热应力得到释放从而逐渐减慢,在热冲击试验的中后期由于γ′强化相逐渐减少,使得裂纹扩展阻力减少,裂纹扩展速率加快。

涡轮导向叶片裂纹失效分析

某型发动机经试验后分解检查发现低压涡轮导向叶片叶身与缘板转接处存在一条裂纹,通过外观检查、断口分析、金相组织分析确定了该裂纹的性质及形成原因。结果表明:导向叶片叶身裂纹为铸造热裂纹,叶身与缘板转接R处冷却条件差,并且受到型壳对合金收缩的阻碍是形成热裂纹主要原因;正偏析元素Ti使裂纹部位结晶温度区间增大,促进了热裂纹的形成。

涡轮导向叶片真空钎焊工艺的改进研究

为了提高涡轮导向叶片真空钎焊的质量和生产效率,本文提出了一种新的涡轮导向叶片真空钎焊工艺改进方法。该方法是在传统的真空钎焊工艺中增加一个预抽真空环节。通过预抽真空可以降低钎料熔化温度、减少钎缝气孔率;同时还能够使钎料充分润湿并与母材形成良好结合。结果表明,采用上述改进方法后所获得的真空钎焊工艺具有较好的工艺性能与工艺可行性,可显著提升涡轮导向叶片的真空钎焊精度与稳定性。此外,还对真空钎焊工艺进行了验证实验,证明了该工艺的合理可行性,有利于提升真空钎焊工艺的应用价值。

复合材料出口导向叶片RTM成型流场仿真模拟研究

针对航空发动机复合材料出口导向叶片RTM(Resin Transfer Molding,树脂传递模塑)成型工艺,开展了高韧性短时效树脂基体的工艺特性及低渗透率铺层结构预制体的渗透特性研究,并结合PAM-RTM软件对其RTM成型工艺方案进行了研究,获得了适用于高韧性短时效树脂/低渗透率铺层结构复合材料出口导向叶片的快速RTM成型工艺方法。

航空发动机涡轮导向叶片水流量影响因素分析

目前,为提高发动机性能,有效的途径就是提高涡轮前温度。提高涡轮前温度一般通过两种途径来实现,一是提高材料自身的耐热温度,二是对涡轮叶片进行更加有效地冷却来提高其耐高温的能力,从而来保证涡轮工作能够安全和可靠。高性能涡轮导向叶片一般为精密铸造成型的,然后通过真空钎焊工艺将其他附属零件与叶片进行焊接组合,形成满足结构功能要求的组合件。

DD6单晶高温合金导向叶片定向凝固过程数值模拟

建立涡轮导向叶片三维实体模型,采用有限元软件ProCAST对DD6单晶高温合金导向叶片凝固过程温度场进行数值模拟;测试DD6单晶高温合金导向叶片不同位置凝固过程的温度变化。结果表明:数值模拟结果与实测结果偏差小于5%,吻合良好;导向叶片叶身的温度梯度大部分保持在25～45℃/cm范围内,缘板处温度梯度约为35℃/cm,导向叶片具有较大温度梯度,其等温线倾斜分布。

航空发动机用导向叶片叶身裂纹形成机制研究

通过对K441合金导向叶片铸件出现的铸造裂纹及磨削裂纹的观察,并对裂纹处的析出相进行了能谱分析,确定了该导向叶片铸造裂纹和磨削裂纹的形成原因。K441合金导向叶片铸造裂纹的形成与铸件凝固期间补缩能力及合金中C元素含量密切相关。K441合金凝固过程中,除正常枝晶搭接外,在枝晶间析出的碳化物相阻塞了补缩通道,削弱了凝固前沿的界面强度,从而促进热裂纹的产生。合金中碳化物在晶界的析出使叶片磨削裂纹沿晶界形成和长大,并最终导致叶片报废。通过在叶片隔板上增加与冒口相连的补缩通道部分解决了叶片形成疏松和裂纹的问题,而磨削裂纹要通过调整碳化物的析出量和析出形态来解决。

涡轮导向叶片热冲击数值模拟研究

研究热冲击作用下涡轮导向叶片的热应力及振动模态,旨在从热-结构影响角度揭示静子叶片损伤机理,对其热疲劳寿命分析及抗热疲劳设计具有重要意义。基于瞬态热/流耦合理论,采用有限元/边界元方法,实现某型航空发动机涡轮导向叶片在热冲击作用下的温度场计算,在此基础上求解出叶片的热应力及振动模态。研究表明,采用瞬态流/热耦合可以有效预测叶片的温度分布,其结果与试验误差为6%;依据计算所得热应力及模态振型,可以推断出叶片出现热损伤的位置,且与实验结果吻合较好;根据数值模拟结果,固有频率随温度的升高而下降,前六阶频率平均下降24.7%。

涡轮导向叶片热疲劳分析

某型涡扇发动机在进行地面性能试验时,高压涡轮导向叶片多台次出现了严重裂纹故障。本文以其失效分析为背景,推导出导向叶片瞬态温度场的计算方法,并对该导向叶片进行了瞬态温度场数值分析,进而得出导向叶片的瞬态热应力分布与热疲劳寿命的计算结果。同时对此故障产生的原因进行进一步的分析。分析的结果与该机地面性能试验数据基本吻合,因此,此分析过程可作为热疲劳寿命计算的借鉴。

发动机导向叶片热气防冰腔结构改进

在采用数值模拟方法对某型发动机导向叶片热气防冰腔的流动与换热性能分析基础上,提出了微小通道换热结合气膜排气的新型防冰腔结构。数值模拟中采用分区对接块结构化网格,通过求解EULER型的空气/过冷水滴两相流控制方程,得到了气膜影响下导向叶片外的三维水滴撞击特性,并将改进后防冰腔的换热性能进行了对比。结果表明,改进后的热气防冰腔的换热效率得到了大幅提高,同时气膜对过冷水滴的遮蔽作用明显增强。

高压涡轮导向叶片组件真空钎焊

根据某航空发动机高压涡轮导向叶片组件的材料及使用条件,采用Co-Ni-Cr钎料对叶片材料DZ40M和GH605开展了钎料性能试验、钎焊接头性能试验、钎焊热循环对DZ40M合金高温性能的影响试验,并根据前期基础试验结果对高压涡轮导向叶片真空钎焊工艺进行了跟踪研究。试验结果表明,Co-Ni-Cr钎料对DZ40M合金和GH605合金具有良好的钎焊性能,钎焊接头的高温性能满足使用叶片组件使用要求,所确定的高压导向叶片组件的钎焊工艺路线能够满足组件的钎焊生产,钎焊质量稳定并且合格交付。

K4104合金涡轮导向叶片的补焊技术

某燃气轮机涡轮导向叶片材料为K4104铸造高温合金,针对其在铸造过程中产生夹渣、砂眼、缩孔等冶金缺陷,采用钨极氩弧焊方法对缺陷部位进行补焊的工艺研究及评定试验。试验中分别选用了HGH3113,HGH3533和增加Zr含量的K4104焊丝作为填充金属,并对比了它们焊接工艺性和成形特征,焊后对接头进行了金相观察和力学性能测试,验证了其工艺的可行性。

带热障涂层导向器叶片二维温度场及热应力分析

本文针对某型发动机带涂层导向器叶片在设计状态时的温度和应力分布进行了有限元分析与研究。陶瓷热障涂层的本构模型采用了先进的 Walker粘塑性本构理论 ,并在分析中考虑到了由于电子束物理起相沉积 ( EB-PVD)涂层柱状结构在结构分析时的处理方法。分析比较不同陶瓷隔热层厚度 ( 0 .2 5 ,0 .1 2 5 mm)、不同类型涂层 (等离子、EB-PVD)的隔热效果及应力分布情况。

等离子涂层涡轮导向叶片热疲劳寿命预测研究

针对等离子涂层涡轮导向叶片材料的变形特点,引入了粘塑性本构模型.进行了涂层高温氧化实验、带涂层构件热疲劳实验及有限元模拟研究.基于研究结果,建立了可以体现氧化损伤与热疲劳损伤耦合效应的寿命预测模型.计算分析了带涂层涡轮导向叶片的稳态温度场、涂层隔热效果和基于宏观尺度的应力应变场,研究了宏、细观有限元计算结果间的转换关系,提出了等效系数的方法,对涡轮导向叶片表面涂层的热疲劳寿命进行了预测.寿命预测结果合理,方法可行.

带单排气膜孔导向叶片前缘气膜冷却实验研究

针对导向叶片前缘结构的特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由半圆柱面和2个平板组成,在距离滞止线2倍气膜孔直径位置布置了1排气膜孔。详细地测量了动量比对前缘径向平均换热系数和冷却效率的影响。二次流与主流密度比为1.5。动量比变化范围为0.5-4。主流在前缘位置的湍流度为0.4%和8%。研究结果表明,随着动量比的增加,换热系数增加,冷却效率减小。低动量比时气膜冷却使热负荷减少,高动量比时气膜冷却使热负荷增加。