一种多因素综合权衡的航空涡轮叶片维修间隔期优化方法

传统航空维修周期大多采用厂家给出的参考维修间隔期,常常导致成本过高和过剩维修。主要针对航空涡轮叶片的故障特点进行故障分析,以延迟时间模型为研究基础,对可靠度、经济性以及可用度3个目标模型为目标函数用遗传算法进行多目标优化,其他条件作为约束求解最优解,确定维修策略,得到满足约束条件的维修间隔期。最后,以航空涡轮叶片相关数值作为验证算例,利用Matlab进行检验,证明模型的有效性,为航空小部件的维修间隔期研究提供依据。

基于延迟时间模型的航空涡轮叶片预防性维修

随着我国民用航空业的快速发展,航空维修市场的规模也日益扩大。其中维修费用在运营商的运营成本中占据着较大的一部分。有效降低维修费用对于运营商长远发展具有重要意义。本文基于时间延迟理论,以费用为目标进行航空涡轮叶片维修间隔期模型的优化。以具体的涡轮叶片为例,利用Matlab对优化后模型进行验证,从而证明此模型的有效性。

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。

航空发动机涡轮叶片的三维CT检测

介绍了三维CT(计算机层析成像)成像的原理,给出了针对航空发动机涡轮叶片这种异形结构的多模式重建算法,进行了航空发动机涡轮叶片的三维CT检测试验。结果表明:三维工业CT技术能从多个方位表征叶片内部的裂纹、气孔、夹杂等缺陷,比胶片射线照相更加直观、全面,值得推广。

航空发动机叶片多重响应面法可靠性分析

为了更好的研究航空发动机涡轮叶片在发生短时间局部过烧时的可靠性,在考虑共因失效(由局部高温引起的叶片多种失效)的基础上,应用多重响应面法对叶片进行可靠性分析.对叶片叶根、叶身、叶尖发生局部过烧时进行确定性静力学分析和瞬态热分析,得出叶尖发生局部高温时对叶片影响最大,应用拉丁超立方实验方法,建立叶片的整体变形、径向变形、应力、温度四重响应面模型并结合蒙特卡罗方法对叶片四重响应面模型进行联动抽样,从而得到叶片的可靠性.分析结果显示:当叶片的许用整体变形量[δ]=0.83 mm,许用径向变形量[δ1]=0.81 mm,许用应力[σ]=1 045 MPa,最高温度[T]=1 445℃时,可靠性概率为0.999 1,计算时间为0.403 0 s.

基于机器学习的涡轮叶片荧光渗透检测图像缺陷识别

目前,无损荧光渗透检测方法主要依靠人工目视检查,存在受主观影响大、容易造成漏检、对人眼有伤害等不足。针对此问题,笔者以航空发动机涡轮叶片为研究对象,搭建以工业相机为核心的数字图像采集平台,基于VisionMaster开发环境研究基于机器学习的缺陷自动识别方法。测试结果表明,该方法可以有效识别缺陷类型,有利于提高荧光渗透检测的智能化水平。

航空发动机涡轮叶片DR检测工艺参数优化

针对工业领域数字射线(DR)快速选定检测工艺参数获取高信噪比图像的需求,研究DR检测中多因素工艺参数不同组合对成像结果的影响。以航空发动机涡轮叶片同材料等效厚度试块为对象,采用二次回归正交旋转实验方法,建立检测图像信噪比与管电压、管电流、积分时间、不同等效厚度之间的二次回归方程模型,并检验单因素及各因素间交互作用对检测图像信噪比的显著性。利用人工刻槽航空发动机涡轮叶片结合回归方程模型,以检测图像信噪比为优化指标,在已知透照厚度情况下得到最佳工艺参数组合,比较检测图像信噪比的实际值与计算值。结果表明:在4组验证实验下实际信噪比值与计算值比较接近,误差范围在1.4%~5.5%,表明模型具有较高的可靠性。

航空发动机涡轮叶片工业CT图像降噪方法

在分析航空发动机涡轮叶片工业计算机层析成像(computed tomography,CT)图像自相似性特点基础上,讨论了一种基于图像不同区域相似性的非局部平均降噪算法,首先采用高斯加权欧式距离算子计算同一图像中不同区域间的相似性,然后对具有较强相似性的区域进行叠加平均,从而降低噪声,同时保持图像边缘的对比度.针对非局部平均算法计算复杂度高、计算量大的问题,研究了一种基于傅里叶变换的非局部平均降噪加速算法,以欧式距离算子替代高斯加权欧式算子提高相似性的计算效率,减少计算时间.实验结果表明,在保证航空发动机涡轮叶片工业CT图像降噪效果的情况下,处理速度提高了4倍以上.

陶瓷型芯3D打印研究进展与挑战

陶瓷型芯主要用于航空发动机叶片复杂空腔结构的熔模精密铸造。随着航空事业对高推重比航空发动机的需求越发迫切,陶瓷型芯的形状与结构越来越复杂,这对其成型提出了苛刻要求。传统的成型方法无法实现复杂异形陶瓷型芯的高精度制造。3D打印(3D printing)技术可以突破传统技术瓶颈,高精度、快速成型复杂异形陶瓷型芯。近年来,陶瓷型芯的3D打印逐渐受到了国内外学者的广泛关注,已有各类关于陶瓷型芯3D打印的研究报道,然而,相关研究进展缺少系统归纳,尤其是其当前研究面临的机遇与挑战尚缺乏深入分析。因此,针对航空发动机涡轮叶片精密铸造用陶瓷型芯,对其3D打印研究进展与挑战进行系统综述。首先,简要介绍了光固化成型、墨水直写成型、黏结剂喷射成型、选区激光烧结等可用于陶瓷型芯成型的3D打印技术工艺原理。其次,重点归纳了二氧化硅基陶瓷型芯、氧化铝基陶瓷型芯、氧化钙基陶瓷型芯目前的3D打印研究进展。最后,对陶瓷型芯3D打印研究面临的机遇与挑战进行分析与讨论。期待为航空发动机涡轮叶片精密铸造用陶瓷型芯的3D打印研究与应用提供一定参考。

专利精选

以下专利检索自“专利检索及分析网”,网址:https:∥pss-system.cponline.cnipa.gov.cn/conventionalSearch一种用于航空发动机涡轮叶片气膜孔的X射线检测装置申请号:CN202121817807.6公开日期(授权):2022.01.04申请(专利权)人:宜兴市鑫煜科技有限公司发明人:吴烂平;高寅风摘要:本实用新型涉及航空发动机技术领域,具体是涉及一种用于航空发动机涡轮叶片气膜孔的X射线检测装置,包括支撑板、底板、顶板、斜杆、X射线管、防护罩、侧板,所述支撑板的底部与所述底板的上方固定连接,所述支撑板的左右两侧对称设有用于加紧涡轮叶片的加紧装置。

涡轮发动机中篦齿-蜂窝封严结构的高速碰磨行为研究（英文）

目的：航空涡轮发动机中篦齿-蜂窝封严结构能有效降低转动部件之间的气路间隙,提高发动机效率。在高温高速可磨耗试验机上进行模拟试验,研究篦齿叶尖与金属蜂窝之间的高速碰磨行为,分析篦齿叶片和金属蜂窝的磨耗机理,验证金属蜂窝的可磨耗性能,为蜂窝封严在航空发动机中的应用提供参考。创新点：1.成功研制了模拟封严材料高速碰磨行为的可磨耗试验机,最高叶尖线速度可达520 m/s;2.进行了不同试验条件下的高速碰磨试验,验证了蜂窝材料的可磨耗性能;3.通过高速碰磨试验,掌握篦齿叶片和金属蜂窝的磨耗机理;4.获得了高速碰摩力和冲击加速度数据,对应用具有指导作用。方法：1.研制高速可磨耗试验机;径向进给系统驱动封严试样主动与高速旋转的模拟叶片接触并发生高速碰磨作用;试验机可模拟的最高叶尖线速度为520 m/s,进给速率为5～1000μm/s。2.在可磨耗试验机上进行不同叶尖线速度和进给速率条件下的高速碰磨试验,通过对试验现象以及试验后金属蜂窝和篦齿叶片的磨损形貌进行分析,了解高速碰磨过程中的磨损机理。3.通过三向测力传感器对试验中的高速碰磨力进行测量,分析碰摩力的变化规律。4.通过加速度传感器测量瞬时冲击响应,了解冲击作用的大小。结论：1.高速碰磨时,金属蜂窝会发生切削和挤压变形,进给速率对挤压变形具有重要影响。2.高速碰磨时篦齿与蜂窝的接触区域会产生摩擦火花,导致篦齿叶尖发生烧蚀和氧化,摩擦热的聚集会导致蜂窝材料在被切削时发生涂抹,同时伴随有蜂窝材料向篦齿叶尖的转移。3.随着碰磨时间的延长,摩擦热逐渐增多,且在高叶尖线速度条件下更加明显。4.测试到的碰摩力曲线可以分为四个典型阶段：碰磨前、碰磨中、停留和退出;试验测试到的最大径向和切向碰摩力分别为716 N和871 N,不会对转子部件造成损坏。5.在最大叶尖线速度和最大进给速率参数下测得的冲击加速度最大,约为341g。