航空发动机一体化封严盘装配研究

目前航空发动机高涡转子多采用封严盘与挡板一体化结构,这种结构既减轻了涡轮转子的质量,又提高了涡轮转子的强度和可靠性,但同时给装配带来了很大难度。通过对一体化封严盘的结构进行分析,识别装配分解过程中的难点,设计了装配分解工装,并提出了装配工艺方案。通过有限元分析对工装的能力进行评估,发现装配工艺方案可以满足一体化封严盘拆装要求,可为相似结构的安装拆卸提供参考。

某型燃气轮机封严盘疲劳裂纹机理分析

为了系统研究某型燃气轮机封严盘疲劳故障的现象、机理、特点和原因,进行了封严盘故障损伤痕迹、断口形貌、材料成分、金相组织等分析;同时进行了强度(应力)和模态振动特性方面的有限元计算研究,在此基础上进行了共振特性分析。分析结果表明:该封严盘结构设计存在薄弱环节,其均压孔孔边径向应力水平高,孔边表面状态不佳,在一定振动应力作用下,均压孔边容易产生高周性质的疲劳裂纹。对防止某型燃气轮机封严盘产生疲劳裂纹失效提出修理和使用中应控制的要点。

高压涡轮级间封严盘振动特性研究

航空发动机轮盘在工作过程中容易出现危险的共振情况,为了研究高压涡轮级间封严盘的振动特性,通过振动特性结果来分析判断轮盘的可靠性,对航空发动机高压涡轮级间封严盘进行有限元分析,并设计完成模态试验,识别出高压涡轮封严盘振动模态参数,比对模拟与试验结果之间的差别,讨论了边界条件对模态结果的影响。结果表明:所设计的模拟盘和转接段合理,数值计算与试验结果之间误差小于0.2%,可结合二者结果用于高压涡轮级间封严盘调频、减振和排故方面。

高压涡轮转子封严盘加工工艺改进

针对封严盘零件加工中出现的问题,通过简化车床工序、合并夹具的方法减少切削变形,并按照工序集中、钻铣组合的原则提高异形孔加工效率,缩短了生产周期。

某型燃气轮机封严盘的结构优化

为了分析研究某型燃气轮机封严盘均压孔裂纹故障,达到提高疲劳寿命的目的,进行了封严盘故障机理和局部结构修改分析.建立封严盘有限元分析模型,分析了封严盘振动应力分布特点和共振特性,结果表明:均压孔孔边应力水平高是疲劳裂纹的主要原因,针对该原因提出了改进方向.在装配状态下,针对原结构以及均压孔部位进行局部修改的几种情况进行了结构强度对比分析,最终提出了某型燃气轮机封严盘局部结构修改方案,修改后均压孔孔边的应力水平降低16%,屈服强度储备系数由0.891提高到1.069.