基于运营数据的发动机压气机叶片裂纹扩展规律研究

为研究航空发动机实际服役中转子叶片在复杂载荷作用下的裂纹损伤扩展规律,基于航空发动机运营数据构建叶片的裂纹扩展寿命曲线,同时采用断裂力学理论建立裂纹扩展速率公式。以高压压气机叶片为实例,通过流固耦合方法构建压气机叶片结构的载荷模型,分别采用Paris、Walker、Newman裂纹扩展速率公式对压气机叶尖区域进行三维裂纹扩展分析。仿真结果表明,三种裂纹扩展速率公式在裂纹扩展前期预测结果与发动机运营数据裂纹扩展曲线具有一致性,可较好地描述叶片裂纹扩展规律;在裂纹稳定扩展阶段,Walker和Newman公式预测结果相对危险,Paris公式预测结果吻合度较高,并且能与厂家技术手册中关于其损伤发展控制要求相互印证。

压气机叶片的磨削路径生成算法

针对当前航空发动机压气机叶片的打磨过程繁琐且路径生成算法普遍未适配压气机叶片的几何形貌和加工姿态等问题,提出一种基于压气机叶片的点云数据并自适应压气机叶片的加工姿态和形貌的磨削路径生成算法。以面结构光扫描获取叶片的3维点云信息,对叶片点云进行位姿矫正并在叶片待加工区域创建一系列间距适宜且相互平行的切平面进行切片处理,获取切片数据后计算切平面与叶片点云的交点,拟合所有切片所得交点并计算磨削抛光路径的路径点及刀具姿态。结果表明:通过计算对不同姿态下不同压气机叶片的路径信息进行了仿真,验证了所提出的算法具有自适应压气机叶片加工姿态和形貌的特性,避开了传统逆向工程中的曲面重构误差,证明了算法的可行性与有效性,可进一步应用于后续实际磨削抛光加工作业。

基于FEM-DEM的压气机叶片喷丸强化数值模拟研究

基于有限元与离散元(FEM-DEM)相耦合的方法,建立了喷丸强化过程仿真模型,获得了表面覆盖率与丸粒数目之间的关系曲线,基于规则钛合金局部模型,研究了喷丸强化过程中主要工艺参数(丸粒直径、喷丸速度和表面覆盖率)对残余应力场及表面粗糙度的影响规律。针对实际叶片结构,根据不同特征区域和局部表面曲率特征,分析了残余应力场的分布及变化规律。结果表明,在一定范围内,通过增大工艺参数可以获得更好的残余应力分布。然而,当工艺参数过大时,喷丸强化效果会被削弱,表面粗糙度增加,导致残余应力松弛现象出现。此外,在相同喷丸工艺参数下,不同压气机叶片区域的表面曲率特征对喷丸效果影响较大,曲率较大时产生的残余应力场分布较浅,而曲率较为平滑的区域可以获得更佳的喷丸强化效果。

基于自适应带宽核密度估计的压气机叶片加工误差统计分析方法

针对压气机叶片的加工误差统计分析建模问题,本文提出了一种自适应带宽的非参数核密度估计方法,实现了压气机叶片加工误差的概率密度建模。首先,基于拇指法则求解固定带宽核密度估计中的固定最优带宽作为起始带宽。然后,在固定最优带宽的基础上引入灵敏因子构建了自适应带宽函数,并通过自适应带宽函数对核密度估计进行调控。在此基础上,以核密度估计的精度均方差(MSE)与灵敏度S为目标函数,采用精英策略遗传算法对灵敏因子进行优化获得最优灵敏因子。进而计算出不同数据样本点对应的最优带宽,使得带宽能够根据数据样本疏密程度进行自适应调整。最后,对134组机械加工叶片的叶型截面的6种叶型误差进行统计建模,并采用交叉检验法验证了自适应带宽核密度估计的泛化性能。实验结果表明该方法的适用性好精度高,且拟合优度均在0.9以上,同时避免了传统固定带宽核密度估计的局部适应性问题。本文所提出的统计分析方法能够准确获得现有工艺能力下压气机叶片加工误差的分布特性,为叶片气动设计优化改进提供了一种有效手段。

涡喷压气机叶片精密铸造工艺探究

叶片精密铸造是熔模精密铸造技术在叶片制造中的应用。本文对涡喷压气机叶片精密铸造工艺进行研究,利用SolidWorks软件建立三维模型,对压气机叶片进行充型凝固数值模拟,并总结出一套合适的铸造工艺。

压气机叶片激光熔化沉积修复的机器人路径自动规划和试验研究

针对航空发动机TC17高压压气机叶片服役损伤后的修复问题,本文基于工业机器人的激光熔化沉积路径生成策略,提出使用模型布尔运算来分析叶片损伤区域,并在RobotStudio离线编程软件中嵌入二次开发插件分别生成Zigzag轴向扫描、中心线偏移扫描和边缘螺旋扫描路径。路径的仿真和沉积形貌分析表明,在设定扫描速度5 mm/s、沉积层厚度0.3 mm、搭接率50%时,中心线偏移扫描在95.97%时间内保持速度稳定,折返点处的速度下降幅度更小,同时沉积后表面高度接近0.3 mm,高度波动方差更小,保持了较高的平整度。此外,矩形平板区域的沉积模拟和试验表明,类似Zigzag扫描的连续路径可以显著降低成形表面的残余应力。

气流激励下压气机叶片动力学特性分析

研究基于逆向工程对某航空发动机压气机叶片进行点云扫描、获取数据,从而建立叶片的三维数值计算模型,通过模态试验验证模型精度。基于计算流体动力学理论,建立叶片流场模型,考虑气流激励力与叶片结构间的耦合作用,计算不同转速条件下压气机内部的流动特性并分析叶片的动力学特性。分析发现,气流激励作用对叶片模态频率和应力分布产生明显的影响;叶片在临界共振转速下发生不同程度的谐共振,且振动应力分布主要受到模态振型的影响;根据瞬态响应分析,叶片低阶模态更容易被激发,应在叶片设计阶段进行调频,改善共振所导致的叶片断裂失效。

压气机叶片加工单元设备OEE分析及预防性维护

通过对压气机叶片加工单元设备整体效率分析,发现在性能开动环节存在较大时间损耗。针对该问题提出预防性维护策略,基于维修引起的相关成本、役龄回退因子和设备运行周期,建立了预防性维护总成本计算模型。利用遗传算法对该模型进行优化,得到最低成本方案。以550 h设备运行时长为例,对该模型进行了检验,得到开展6次预防性维护最为合理。

压气机叶片一次加工合格率预测

压气机叶片被广泛用于航空、能源等领域的气体压缩设备中,也被应用于农业装备中,以提高零部件的加工效率和质量,提高整机的可靠性和耐用性。因此,其设计和加工的精度要求较高。开展压气机叶片一次加工合格率预测技术研究,提出了PSO-BP预测模型,提高了网络的全局搜索能力以避免局部最优解,从而提升预测的准确度。实验结果表明,PSO-BP模型的预测精度明显高于传统BP神经网络模型,预测的最大误差百分比为1.24%,平均误差百分比为0.24%,预测准确度达到96.67%。

谐波激励下压气机叶片多模态耦合振动特性研究

航空发动机压气机叶片在振动台上进行疲劳试验时,振动台的简谐激励信号在经过多个工装的摩擦界面传输过程中会出现高阶倍频谐波分量。当叶片固有频率与激振频率的高阶谐波分量的频率相近时,叶片在外部简谐激励下会发生多模态耦合振动的现象,利用该试验特征可模拟航空发动机压气机叶片工作时的多模态耦合振动。通过振动疲劳多模态标定试验和激振试验,获取了叶片耦合振动时位移和应变的振动特性。数值分析和试验结果表明:叶片发生失效的位置与耦合振动各阶模态叠加后的振动大应力位置一致;随着叶片固有频率与高阶谐波分量频率之间频差的增加,高阶模态的振动应力呈指数下降的趋势。

某型航空发动机压气机叶片振动疲劳寿命研究

以某型航空发动机压气机叶片为研究对象,在室温条件下进行了一阶弯曲振动疲劳试验,确定了叶片1×107循环基数下的振动疲劳极限。疲劳寿命分析表明在低振动应力下,Basquin方程可以很好地预测叶片的振动疲劳寿命。但在较高振动应力下,Basquin方程预测叶片的疲劳寿命偏于危险,原因在于Basquin方程不能反映塑性滑移对疲劳损伤的影响。为解决这一问题,引入了一个新的应变比因子对Basquin方程进行了修正。对于较高振动应力770MPa和740MPa下叶片的振动疲劳寿命而言,修正后的方程寿命预测误差分别为78.7%和38.5%。与原始Basquin方程相比,修正后的方程寿命预测精度分别提高了66.0%和19.2%。

航空发动机压气机叶片振动疲劳寿命与af值的关系

以某型航空发动机低压压气机2级转子叶片一阶弯曲振动时不同af值(叶尖振幅与叶片固有振动频率乘积)及相应的振动疲劳寿命的试验结果为出发点,建立了叶片振动疲劳寿命与af值的关系,所得关系与传统的S-N关系相比,既不是幂函数也不是指数函数。叶片振动疲劳寿命与af值关系的建立,一方面提供了确定叶片振动疲劳寿命的可能,另一方面提供了研究材料多轴高周疲劳行为的新途径。

航空发动机压气机叶片振动频率与温度的关系

以某型航空发动机压气机第六级叶片为例 ,研究了温度对叶片振动频率的影响。发现由于温度的升高导致了材料弹性模量的下降 ,而弹性模量的下降又导致了叶片在发动机一定的转速范围内 ,除一阶振动外 ,其余各阶振动的动频均小于静频 ,因此与通常的工程处理方法不同 ,研究压气机叶片的动频时 ,应考虑温度的影响。

某型发动机二级压气机叶片断裂故障分析研究

某型发动机二级压气机叶片属于事故多发性零部件。最近又发生了叶身断裂故障 ,该故障是一种新型故障 ,与二扭共振引起的叶尖掉角故障不同 :疲劳源位于叶盆中上部 ,靠近叶尖断裂飞出 ,断裂飞出部分约为叶片的 1 /3,故障件断口部分呈“S”型。本文从叶片断口金相、扫描电镜分析、振动特性计算分析、叶片静频和振型测量、疲劳破坏试验、第 1 0阶相对振动应力测量和叶片疲劳寿命评估等研究工作 ,分析得出造成叶片疲劳破坏的故障机理是叶片第 1 0阶振型在发动机 0 .8额定转速发生共振和叶盆表面损伤。

压气机叶片辊轧模具型腔回弹补偿方法研究

航空发动机高压压气机叶片在辊轧成形过程中会沿着弦长方向发生回弹,直接影响叶片的成形精度进而影响其气动性能。为实现航空发动机压气机叶片无余量辊轧成形,提出并研究基于截面线回弹补偿的叶片辊轧模腔优化设计方法。分析钣金件弯曲变形过程并基于钣金件的几何结构和材料特性建立回弹前后中心角的变化模型。在此基础上提出叶片截面回弹补偿模型,并对辊轧叶片工艺模型截面进行回弹误差补偿。将回弹补偿后的叶片工艺模型截面线族绕轧辊轴线进行扇态分布并重构辊轧模具型腔。基于数值计算方法使用几何映射和回弹补偿设计的型腔对叶片辊轧成形过程进行模拟,并获得了相应的轧制成形叶片模型。结果表明,回弹补偿后的模具型腔能够有效提高叶片型面的成形精度,叶片成形误差缩小到原来的16.7%。本文研究内容为压气机无余量辊轧成形模具设计提供理论支撑,同时对不规则薄壁类结构塑性成形精度控制具有参考价值。

压气机叶片抗冲蚀涂层的研究及应用进展

综述了压气机叶片抗冲蚀涂层的研究进展、应用情况以及为了改善涂层性能而进行的多元合金化、多层涂层方面的研究,展望了今后压气机叶片抗冲蚀涂层的发展方向。

复杂载荷下轴流压气机叶片疲劳损伤数值研究

为提高叶片的服役寿命,针对压气机叶片疲劳损伤进行了数值研究。在获取叶片表面气动压力及强度分布的基础上,结合非线性连续损伤力学模型,得到叶片多级加载损伤累积方程,提出了开展结构寿命预测和损伤评估的数值计算方法。对轴流压气机叶片在典型工况转速下受离心、气动复杂载荷作用下的应力分布规律和疲劳损伤行为进行了分析。计算结果表明:叶片排气侧4%叶高处有明显的应力集中,容易发生疲劳失效;在叶片疲劳加载过程中,损伤累积速率逐渐增大,加载周期的末期易发生瞬时断裂;考虑载荷顺序对损伤累积行为的影响,和Miner线性损伤模型相比,多级加载损伤模型体现了损伤演化过程的非线性,计算结果更为准确。

流固耦合下轴流压气机叶片振动特性数值研究

气流扰动触发的叶片振动是导致叶片疲劳失效的主要原因,针对此问题,首先,建立叶片流固耦合时域计算模型,研究叶片振动特性,并进行叶片失效分析;其次,建立压气机叶片振动分析模型,结合叶片振动试验来验证模型的有效性;然后,考虑气体与叶片的耦合作用,通过数值仿真模拟得到典型工况下的叶片表面气动载荷,并将其引入旋转叶片有限元振动分析模型进行叶片振动响应计算;最后,引入坎贝尔图确定叶片危险工况,得到危险工况下的叶片动应力分布,并进行叶片疲劳失效分析。结果表明:临界工况下叶片振动应力分布与发生共振的模态振型密切相关;临界转速下叶片发生的1阶共振是造成叶片失效的主因。

基于NURBS的三维轴流压气机叶片的几何型面优化研究

应用NURBS建立了三维轴流压气机叶片的几何型面优化模型,将叶片的气动性能参数与NURBS形状控制权因子关联,形成一套优化判断准则。通过对某型轴流压气机静子叶片优化设计的实例验证,对比研究了优化前后叶片气动性能的差异,证实了该方法可以灵活快速地优化叶片的几何型面,以满足气动性能的需求,具有较好的工程应用价值。

某型航空发动机压气机叶片气动负荷的近似计算

以某型航空发动机压气机四、五、六级动叶为研究对象,在缺乏叶片扭向设计参数的情况下,根据发动机在地面标准大气条件、设计转速下计算所得的气流参数———压力、温度和速度,应用压气机增压过程中的能量转换关系及级压缩功的表达式,并考虑到动叶受力远大于静叶受力、动叶故障率远大于静叶故障率的事实,近似计算了发动机设计转速下四、五、六级动叶的气动负荷随叶高的变化,从而找到了一种叶片气动负荷的近似计算方法,并为叶片强度校核及振动分析打下了基础。