航空发动机高压涡轮工作叶片热疲劳试验研究

为考核工作了一定时数的某型发动机高压涡轮工作叶片在更换涂层后的抗冷、热疲劳性能,进行了热疲劳考核试验。试验中,实现了低压条件下对复合冷却叶片温度载荷的模拟,并记录了各部位裂纹发生、扩展的情况,为复合冷却叶片的热疲劳性能分析积累了宝贵的资料。

某型发动机高压涡轮工作叶片三维有限元应力计算分析

对某型发动机高压涡轮工作叶片进行了三维有限元应力计算及分析,应力计算采用大型结构分析程序MARC软件,并利用MENTAT程序进行前、后处理.

对某型高压涡轮工作叶片的荧光渗透检测工艺改进及细化的探究

本文在具体研究分析过程中,主要针对荧光渗透检测在某型高压涡轮工作叶片检测技术工艺中存在的不足之处进行分析试验,并在不断实践过程中,通过细化与工艺流程改进,从而确保该高压涡轮工作叶片零部件检测结果具有一定的准确性与科学性。与此同时,为我国盲孔型腔类零部件的荧光渗透检测奠定了重要的技术基础。

高压涡轮工作叶片缘板阻尼结构设计分析

对某高压涡轮工作叶片缘板阻尼结构进行了阻尼效果计算及试验分析,试验结果表明：随着正压力的增加,阻尼比基本呈现为先增加后降低,然后在一定范围内波动的规律,阻尼比峰值出现在100-280N之间.计算得到一弯共振下的正压力为123-158N,与阻尼效果试验基本一致.分类比较了常用缘板阻尼结构形式的优缺点,改进完善后的阻尼片结构质量增加约30%,在激振力占气动力百分比分别为1%,3%及5%时,振动响应减幅分别为31%,21%及16%.

航空发动机高压涡轮叶片叶冠焊后裂纹分析及控制

航空发动机高压涡轮工作叶片阻尼叶冠表面堆焊耐磨层后,发现焊接热影响区存在延迟裂纹。通过基体材料成分分析、金相观察、扫描电镜分析等手段分析裂纹原因,结果表明:裂纹为焊接及磨削残余应力与时效组织应力叠加导致应变集中产生的应变-时效裂纹。通过增加焊前预热、焊后缓冷、焊后立即退火、控制叶片磨削进刀量等措施有效降低裂纹故障率。冷热循环试验表明在正常工作过程中叶片裂纹扩展速率缓慢,一般不会形成封闭裂纹;叶冠边缘处裂纹有向叶冠外侧扩展倾向,可能造成掉块,影响飞行安全。

对某机高压涡轮叶片荧光渗透检测工艺改进的探究

本文在研究过程中,通过对比分析以及试验分析,最终发现高压涡轮叶片荧光渗透检测流程中存在铸造缺陷比较高的情况。因此,重点对某机高压涡轮叶片荧光渗透检测工艺进行改进分析。与此同时,将铸件荧光渗透检测前的预处理方式进行科学调整;先经过真空热处理技术工艺流程,然后在试车后进行荧光渗透检测,进而在对某机高压涡轮叶片荧光渗透检测工艺不断优化的背景下,再次对比分析,实践结果表明,某机高压涡轮叶片试车后铸造缺陷的出现以及检测可靠性高低,与高压涡轮叶片荧光渗透检测技术工艺流程具有一定的关联性,只有不断改进和优化相关的技术处理工艺,才能提高检测稳定性,进而减少铸造缺陷。