航空发动机带冠涡轮叶片振动特性分析及验证

针对航空发动机带冠涡轮叶片振动特性分析时,将叶冠工作面一体等效的处理方式导致叶片频率计算精度降低的问题,开展了带冠涡轮叶片盘振动特性研究。提出了一种考虑变形和叶冠工作面实际接触面积的带冠涡轮叶片建模方法,以某型带冠涡轮叶片为对象,采用上述方法完成叶片建模和模态分析,并进行整机动应力测试试验验证,结果表明:采用该模型计算得到的叶片1阶共振频率与实测共振频率基本吻合,两者差异在7%以内。研究工作可为航空发动机带冠涡轮叶片振动设计提供参考。

航空发动机涡轮叶片表面裂纹的超声红外热成像检测

为了验证超声红外热成像检测方法对航空发动机涡轮叶片表面不同分布类型的微裂纹缺陷的检测可行性及检测效果,采用理论分析和试验结合的方法,通过分析超声红外热成像检测原理,建立超声红外热成像检测系统;对含已知类型裂纹的涡轮叶片进行超声红外热成像检测,根据试验结果分析该方法的有效性以及裂纹分布对检测结果的影响。结果表明,该方法能够快速判断叶片是否存在缺陷;对于裂纹独立分布的叶片,该方法能够准确检测出裂纹的大小和位置,而对于裂纹弥散分布的叶片,其虽然能快速检测出裂纹分布区域,但难以对裂纹数量做出定量分析。

基于深度学习的航空发动机涡轮叶片自动射线检测技术研究

一直以来,航空发动机涡轮叶片的射线检测依靠检验员人工评片。为避免经验差异、眼睛疲劳、标准理解等人为因素影响,有效改善传统射线检测费时费力、效率低下等问题,针对航空发动机涡轮叶片射线图像,基于YOLOv4模型提出了一种双主干特征融合的缺陷自动检测算法(DBFFYOLOv4);通过设计包含所有特征映射的新型连接结构搭建缺陷检测颈部网络,建立了适用于涡轮叶片射线图像的缺陷自动检测模型;针对每个缺陷,采用9次裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法扩充样本数据,在此基础上进行了模型训练与测试。结果表明,针对完整涡轮叶片,建立的缺陷检测模型在0.5的置信度阈值下可获得96.7%的平均查准率和91.87%的平均查全率,优于通用目标检测算法YOLOv4模型。9次缺陷裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法能够显著提高模型的缺陷检测精度(平均精度分别得到了59.19%和2.53%的提升)。该研究为涡轮叶片自动射线检测提供了一种新方法。

航空发动机涡轮叶片热障涂层的现状与发展

热障涂层的研究对提高航空发动机涡轮叶片的工作效率和服役时间具有重要意义。本文重点介绍了热障涂层的结构、材料分类、制备及后处理技术、失效机制方面的研究现状,并对其未来发展进行了展望。高熵陶瓷材料等新型陶瓷材料因其优异的热稳定性及综合力学性能,具有良好的应用前景。激光表面改性技术具有效率高、形变小、局部选区处理等优势,可进一步提高热障涂层的安全可靠性。后续热障涂层的研究将聚焦高熵陶瓷材料、功能梯度材料等的研究及应用,充分采用数值分析及建模等深入研究涂层的失效与防护机制,为航空发动机涡轮叶片的发展奠定基础。

航空发动机动力涡轮叶片断裂试验

为研究航空发动机动力涡轮叶片的断裂转速随弯曲应力占比的变化规律,基于等效原则设计加工了4种不同弯曲应力占比、共32件模拟叶片,采用有限元法分别计算得到模拟叶片的断裂转速。对模拟叶片进行分组并开展了断裂转速测量试验,获取了模拟叶片的实际断裂转速和断裂形式,采用高速摄像技术录取了模拟叶片断裂过程,得到了叶片断裂转速随弯曲应力占比的变化规律。研究表明,模拟叶片实际断裂转速与计算转速误差不大于1.10%;在一定范围内,随着弯曲应力的降低,叶片的断裂转速大体呈现下降趋势,并且随着叶片的弯曲应力占比越大,叶片的断裂转速下降越快。研究为动力涡轮叶片的强度设计和叶片断裂试验方法提供了参考,具有重要的工程应用价值。

基于流热固耦合的航空发动机涡轮叶片仿真分析

为真实模拟某型民用航空发动机涡轮叶片的实际工作状况,需要同时考虑气动力、热应力、离心力三者共同作用,找出该型民用航空发动机涡轮叶片的疲劳危险部位。本文基于某型民用航空发动机实际快速存取记录器(QAR)飞行数据,利用ANSYS Workbench仿真软件对航空发动机涡轮叶片进行流热固耦合有限元仿真分析。结果表明,涡轮叶片等效应力和等效应变云图变化基本一致,最大应力和应变出现在涡轮叶片叶身与缘板交接处的前缘和后缘,最大应力和应变分别为4601.4MPa和0.026,且与其他部位数值相差较大,可将其列为疲劳危险部位,为后续研究涡轮叶片寿命预测分析和结构优化提供技术参考。

航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展

航空发动机涡轮叶片测温技术能够揭示涡轮叶片的温度分布情况,对其开展性能评估、失效分析和优化设计具有重要意义。涡轮进口温度的不断提升对应用于航空发动机涡轮叶片的测温技术提出了更高的要求。现有的航空发动机涡轮叶片接触式测温技术可采集叶片表面温度和近表面气流温度,本文主要介绍了三种应用于涡轮叶片的接触式测温技术,包括薄膜热电偶、测温晶体和示温漆,简要说明了三种测温技术的工作原理,归纳了国内外应用现状,总结了各自的优势与不足,并对其发展方向进行了展望。

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。

航空发动机涡轮转子叶片锯齿形叶冠紧度的最佳选择

介绍了在温度、离心负荷及气动负荷作用下涡轮转子叶片叶冠接触面紧度选择及挤压应力计算方法。以某机低压涡轮转子叶片为例,从叶片减振及提高寿命综合考虑,用有限元分析程序计算分析,对锯齿形叶冠接触面紧度进行最佳选择。

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。

冷气射流对航空发动机涡轮气动损失的影响

为了研究不同射流环境对航空发动机涡轮叶片气动损失的影响,采用数值模拟的研究方法,分别考虑压力面与吸力面2种气膜冷却打孔方案,总结在不同吹风比条件下叶栅通道内部流场环境特点,以及不同流场环境下叶栅损失的变化规律。结果表明:叶栅通道内部气膜冷却射流环境分为低动能比射流环境(动能比小于1)与高动能比射流环境(动能比大于1),这2种射流环境的边界层、叶栅出口二次流损失、动能亏损情况以及叶栅出口的总压损失系数有不同的变化特点:在低动能比环境下,冷气射流会贴附壁面流动,进而影响边界层;在高动能比环境下,冷气射流直接与主流掺混。吸力面的冷气射流对叶栅气动损失有较大影响,当射流动能较大时,使叶栅总压损失变化50%以上;而压力面的冷气射流对叶栅气动损失影响很小,经过计算,压力面的冷气射流仅使叶栅总压损失系数最大变化0.64%。

陶瓷涂层在航空发动机涡轮叶片表面处理中的应用

从涂层材料、制备方法、涂层特点以及存在的问题等几个方面介绍了陶瓷涂层技术的研究和发展状况 ,并针对航空发动机涡轮叶片 ,在分析了陶瓷涂层作为叶片热障涂层的应用研究状况和效能的同时 ,提出了在叶片易磨损部位的修复中应用陶瓷涂层以及直接用陶瓷涂层作为叶片耐磨涂层的设想。

航空发动机涡轮叶片裂纹检测信号特征提取

航空发动机涡轮叶片是高精密重要器件,其表面微裂纹检测属于不规则曲面检测的一种,是无损检测领域研究的热点和难点。考虑到涡流检测的特有优势,设计了一种不同于传统方式的简单实用且有效的差激励涡流探头,实现对涡轮叶片预制微裂纹的识别。由于叶片表面为曲率变化的弧面,检测过程难免会发生提离,因此获得的检测信号中包含噪声和多个奇异点等多种干扰因素。为保证缺陷位置重要信息不丢失,采用镜像延拓经验模态分解(EMD)重构与小波奇异性检测相结合的方法对得到的微裂纹信号进行处理,滤除了非裂纹位置的多处畸变点影响,有效准确地实现了叶片微裂纹位置的判定。实验结果表明,该方法可以有效降低检测信号的噪声和干扰,准确提取裂纹信号特征信息,对飞机涡轮叶片类零件微缺陷的早期检测和完整有效性评估具有一定的借鉴意义。

一种基于工业CT的航空发动机涡轮叶片生产检测系统关键技术研究

基于工业CT的航空发动机涡轮叶片无损检测系统能对涡轮叶片进行无损、准确、高效和全方位的检测。检测系统软件使用叶片的CT切片图像建立叶片的三维数字样品模型 ,基于此模型进行叶片的尺寸检测、表面轮廓度偏差分析、壁厚分析以及铸造缺陷分析 ,给出最终的检测报告。主要研究与实现了叶片数字样品模型生成、表面轮廓度偏差分析和壁厚分析等检测系统软件中的关键技术 。

基于某型航空发动机飞行参数的涡轮转子叶片疲劳/持久寿命分析

在对某型发动机飞行参数记录仪(简称"飞参")记录的数据进行分析的基础上统计了此发动机的实际工作循环载荷谱、高压涡轮转速与排气温度时间相关矩阵;并指出了理论载荷谱与基于飞参数据的实际使用载荷谱的区别;根据温度场和应力场的有限元计算结果,确定叶身中部温度最高点、伸根处应力最大点、叶身根部应力和温度均较高的点为寿命分析考核点;依据数据统计结果确定了叶片的条件疲劳极限,基于EGD-3方法计算了各考核点的疲劳损伤和持久损伤。计算表明:飞参记录仪记录的大量高均值转速的次循环是影响叶片疲劳破坏不可忽视的因素。结合疲劳寿命和持久损伤的计算结果,采用时间-循环分数相加法估算了该叶片的疲劳/持久寿命,初步得出该叶片的实际使用寿命为950h。

某型航空发动机涡轮叶片和轮盘榫齿裂纹故障力学分析

针对某型航空发动机发生的涡轮转子叶片和轮盘榫齿裂纹故障,应用大型结构分析程序Ansys对该叶片和轮盘进行了接触应力、振动特性及低循环疲劳寿命的计算分析,并针对各种可能的公差组合对榫头和榫齿喉部应力的影响进行了分析;根据计算结果找出并分析了故障发生的原因。

热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用研究

从热障涂层在涡轮叶片的应用需求出发,研究了陶瓷热障涂层的材料与制备方法,介绍了热障涂层的基本原理和主要工艺特点,解决了热障涂层在喷涂过程中所产生的堵塞气膜孔、减小排气面积、降低疲劳性能、遮挡等方面的难点问题,给出了热障涂层叶片在试验和试车中的考核结果。

航空发动机涡轮叶片疲劳—蠕变寿命试验技术研究

涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣 ,结构最复杂的零件之一 ,也是发动机断裂故障多发件之一。由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用 ,因此在涡轮叶片定寿中 ,不能将叶片的蠕变和疲劳寿命割裂开 ,而必须充分考虑疲劳—蠕变交互作用的影响。目前理论上对结构疲劳—蠕变寿命的预测方法还很不完善 ,故对涡轮叶片开展疲劳—蠕变寿命试验研究是叶片设计和定寿工作中的重要环节。本文对涡轮叶片疲劳—蠕变试验技术进行了综合论述。文中特别强调了试验载荷谱确定和叶片模拟试验件设计的关键技术环节 ,同时还介绍了一种专门适用于叶片疲劳—蠕变试验的基于机电伺服加载系统的疲劳蠕变综合试验器。

航空发动机涡轮叶片多物理场探究及寿命分析

通过理论分析和数值模拟的方法,得出DD6合金涡轮叶片在10 000 r/min、30 000 r/min、50 000 r/min时,最大应力、温度、应变、总变形逐渐增大,最小寿命满足要求。

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、调整叶冠装配间隙等工艺措施，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。