WP—5发动机涡轮叶片裂纹分析

本文通过对ＷＰ－５发动机涡轮叶片裂纹产生原因的分析，找出了避免该类质量故障的有效方法，对叶片加工具有指导价值。     

基于整机试车的涡轮叶片高低循环复合疲劳试验技术

针对航空发动机涡轮叶片同时承受高循环载荷和低循环载荷的特征,以小推力涡喷发动机为研究对象,搭建了基于引电器的涡轮叶片动应力测量系统,利用数值模拟和试验测试结合的方法,实现了高度为30mm的涡轮叶片在40000r/min转速、950℃环境温度条件下的动应力测量,并以此为基础发展了整机高低循环复合疲劳试验方法,开展了高压涡轮叶片高低复合疲劳整机试验。研究结果表明,该型发动机转速在34920r/min时,叶片高循环振动应力达到112.7MPa,带来了涡轮叶片的高循环疲劳损伤且是引起涡轮叶片产生裂纹的主要因素,低循环疲劳载荷是导致裂纹扩展的主要因素,两者综合作用会显著影响涡轮叶片寿命。      

单晶叶片基体表面微裂纹成因分析

单晶高温合金是制造先进航空发动机涡轮叶片的主要材料，其优异性能主要来源于消除了与主应力轴垂直的晶界，而 单晶材料中如果出现再结晶会显著降低其高温力学性能。为探究发动机单晶涡轮导向叶片试验后在叶身前缘下缘板R区产生裂 纹的原因，利用视频显微镜、金相显微镜和扫描电镜等手段对裂纹截面组织进行宏、微观分析，明确了R区的宏观裂纹为抗氧化涂 层裂纹，宏观裂纹附近的叶片基体存在由于叶片表面胞状再结晶晶界开裂所引起的微裂纹。结果表明：单晶叶片表面产生胞状再 结晶主要与叶片抛光、吹砂等修整过程中引入的塑性变形及后续的钎焊工艺有关；抗氧化涂层的开裂促进了胞状晶晶界的开裂； 通过对导向叶片的多个截面组织进行对比分析，发现高温能够加速胞状再结晶的晶界开裂。     

某型发动机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺研究

采用激光熔焊法,排除了某型发动机高压涡轮工作叶片叶尖裂纹超标及开口型叶尖裂纹故障。对修理后的叶片进行了热冲击试验考核,考核证明了修复后的高压涡轮工作叶片可满足发动机工作要求。     

K417G涡轮整体叶盘叶片裂纹原因分析与验证

针对K417G合金铸造涡轮整体叶盘在发动机试车考核中出现的叶片裂纹问题,基于裂纹叶片断口宏观、微观分析及低倍组织检查结果,开展了粗晶铸造和表面细晶铸造试样的力学性能对比测试及叶片共振转速分析。结果表明,整体叶盘叶片裂纹产生的主要原因是高压涡轮导叶数24激起的3阶共振,同时粗晶铸造和叶片根部厚度偏薄也降低了叶片的疲劳抗力。为此,采取改变高压涡轮导叶数、增加叶片根部厚度和改用表面细晶铸造工艺等措施,有效避开了叶片危险共振并提高了叶片的疲劳抗力。经后续试验验证考核,叶片采取上述措施后不再出现裂纹问题。     

高压涡轮叶片叶尖裂纹激光焊修复研究

在修理某发动机时,发现很多高压涡轮叶片叶尖出现超出使用技术条件规定的裂纹,导致大量叶片报废,分析认为裂纹的产生是"钉扎效应"的结果,而且是先腐蚀后开裂的。为修复这些高压涡轮叶片,缩短发动机修理周期、降低修理成本,采用高钨、锰含量的镍基超合金作为补焊材料,同时采用固体激光脉冲焊接的工艺方法对产生叶尖裂纹的高压涡轮叶片进行了修复。修复后的高压涡轮叶片经去除应力、热处理等工序步骤后,通过了热冲击试验、整机试车考核和装机使用,说明采用该种修理工艺修复的高压涡轮叶片可以满足装机使用要求。     

涡轮3 维叶尖间隙对典型故障特征的响应特性分析

为了有效地克服传统叶尖间隙在航空发动机涡轮叶盘的健康监测中传递信息能力有限的不足,充分考虑了在航空发动机运行过程中涡轮叶片叶尖的3维特征,提出包含径向间隙、叶片叶尖端面轴向偏转角和周向偏转角在内的涡轮3维叶尖间隙的概念,并将3维叶尖间隙特征参量作为叶片故障信号载体,通过有限元方法分析了3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片典型裂纹故障的响应特性。结果表明:3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片尾缘裂纹的故障特征信息有良好的反映效果。     

WP7系列发动机涡轮导向器叶片裂纹的钎焊修复

介绍了采用真空钎焊的方法对WP7系列发动机涡轮导向器叶片进行修复的过程,其中包括叶片表面渗铝层的去除和裂纹表面氧化膜的去除工艺。修复后的叶片经荧光检验未发现表面裂纹,并通过100小时的试车考核,结果表明该修复工艺可成功用于WP7系列发动机涡轮导向器叶片的修复。     

发动机低压涡轮工作叶片裂纹失效分析

针对某型发动机低压涡轮工作叶片出现裂纹故障进行失效分析.通过对故障叶片进行外观检查、断口分析、表面形貌检查、截面金相检查、材质分析及断口区域成分分析,并对叶冠工作面和非工作面的应力分布进行计算,确定了叶片裂纹性质和产生原因.实验结果表明:故障低压涡轮工作叶片叶冠工作面与非工作面裂纹为高周疲劳性质,导致叶片过早出现疲劳裂纹的主要原因是耐磨块尖部进入叶冠工作面和非工作面的转角应力集中区;同时叶片工作时产生的振动载荷也加速了疲劳裂纹的产生.最后提出了控制焊接过程中耐磨块与叶冠工作面和非工作面的尺寸,避免耐磨块尖部进入转角区域的改进建议.     

高温合金涡轮转子叶片裂纹形成机理

高温合金涡轮转子在经历过多次发动机试车后荧光检查发现叶片根部存在裂纹,对涡轮转子叶片裂纹进行分析。结果表明,涡轮转子叶片裂纹位于叶片根部进出口薄壁区,裂纹的开裂模式为高温疲劳开裂,属于低周疲劳,为寿命型失效。试车过程中转子叶片根部应力集中部位在高温及交变应力的交互作用下,叶尖根部应力集中区域发生蠕变和晶界择优氧化,高温蠕变和沿晶氧化相互促进,导致叶片根部的晶界弱化开裂,形成了疲劳源区,进而在后续工作过程中发生高温疲劳扩展。     

航空发动机涡轮叶片裂纹的阵列涡流检测仿真

阵列涡流检测技术因检测范围大和适应性强等诸多优点适合航空发动机涡轮叶片的快速检测。本文建立了发动机涡轮叶片裂纹阵列涡流检测的有限元模型,研究涡轮叶片的叶盆和叶背两种曲面下阵列涡流传感器的检测信号特征。仿真结果表明:当涡流探头与叶身的提离距离不变时,检测线圈的感应电动势随凸面、平面和凹面的次序逐渐增加;检测纵向裂纹时检测线圈电动势敏感度可达激励线圈的12.5倍,其电动势波峰和波谷的距离可表征纵向裂纹的长度且误差小于1.0mm,而横向裂纹深度也与检测线圈电动势的波谷幅值成单调递减关系,仿真结果可望用于指导发动机涡轮叶片的工程检测实践。     

WP7系列发动机涡轮导向器叶片盖板的钎焊修复

采用真空钎焊的方法对WP7系列发动机涡轮导向器叶片盖板进行了修复,介绍了修复过程及工艺。修复后的叶片经目视及荧光检验未发现表面裂纹,该修复工艺已成功用于WP7系列发动机涡轮导向器叶片盖板的批量修复,年修复量约1000件。     

一级涡轮叶片叶冠耐磨堆焊涂层

一级涡轮叶片叶冠耐磨堆焊涂层沈阳黎明发动机制造公司秦旭东九小孔一级涡轮叶片是发动机的关键部件，在使用过程中，由于强大的高速热气流的作用，叶冠相互撞击、震动，产生严重的冲击和磨损，使叶冠间隙过大。装这种叶片的发动机在飞机试飞中曾发生叶片断裂事故。为确保...     

DD6镍基单晶涡轮转子叶片失效分析

为了排除某航空发动机DD6镍基单晶高温合金涡轮转子叶片在室温振动试验中发生的裂纹故障,对故障叶片进行了外观检查、断口分析、表面检查、解剖检查、化学成分分析、金相检查、应力分布计算及热模拟试验,确定了故障叶片裂纹的性质和产生原因.结果表明:涡轮转子叶片裂纹为高周疲劳裂纹,叶片局部区域存在异常的γ'筏排组织是导致该叶片产生早期疲劳开裂的主要原因,且附近区域腐蚀过重及结构上处于应力集中区,也促进了疲劳裂纹的萌生及扩展.针对这些故障,建议优化叶片结构并对腐蚀检查进行严格监控,防止出现γ’筏排组织及腐蚀过重现象,从而避免此类故障再次发生.     

CFM56系列发动机高压涡轮面向维修的设计改进分析

分析了主动间隙控制活门漏油、高压涡轮叶片榫头裂纹、高压涡轮叶片腐蚀和高压涡轮冷却部件堵塞等四个典型故障的解决方法,总结出高压涡轮主动间隙控制系统、高压涡轮叶片、高压涡轮导向器及高压涡轮罩环的设计改进措施,为我国设计出维修性好和性能高的大涵道比涡扇发动机的高压涡轮提供了参考。     

液体火箭发动机涡轮转子(叶片)的高温低周疲劳破坏及其原因的探讨

在高性能液体火箭发动机的研制中,涡轮转子的失效往往是由于叶片根部裂纹以及叶片断裂现象所造成。人们注意到,在发动     

某型发动机高压涡轮工作叶片叶尖裂纹修复方法

采用激光熔焊方法,修复了高压涡轮工作叶片叶尖裂纹,有效降低了发动机修理成本,提高了发动机修理的经济效益.     

涡轮叶片小尺寸试样取样及高温疲劳试验夹持方法

针对服役涡轮叶片的疲劳性能及寿命评估问题,发展了一种适用于含薄壁和内冷通道等复杂结构特征涡轮叶片的小尺 寸试样取样技术及小试样的高温疲劳试验夹持方法。应用该方法对不同大修间隔的某型航空发动机第1级高压转子涡轮叶片进 行了取样,对叶片取样小尺寸试样在850 ℃下开展疲劳试验。试验结果表明：所发展的复杂构型涡轮叶片取样技术和小尺寸试样 高温疲劳夹持方法能够有效应用于该型服役发动机高压涡轮叶片的取样疲劳性能试验;真实服役的涡轮叶片小试样的疲劳性能 与标准热处理状态合金的相比出现了劣化,并且随着服役时间的延长劣化程度加剧,寿命降缩短例最大超过90%;服役涡轮叶片 取样小试样的疲劳裂纹主要萌生于表面和亚表面的缺陷,共晶组织和碳化物是服役涡轮叶片裂纹萌生的危险位置。     

DD6 合金涡轮叶片裂纹失效分析

为了确定DD6 合金涡轮叶片在工作过程中叶身排气窗处产生的裂纹的性质和产生原因,对裂纹叶片进行了外观检查、 断口分析、成分分析和组织分析。结果表明：DD6 合金涡轮叶片裂纹是叶片排气窗间隔墙内腔转接部位再结晶引起的疲劳开裂,再 结晶晶粒产生于叶片生产过程中固溶处理之后;叶片其他排气窗间隔墙内腔表面存在小裂纹,是在叶片生产过程的再结晶检测工 序中腐蚀液流进内腔侵蚀再结晶晶粒边界所致;并通过模拟试验再现了再结晶晶粒和小裂纹的产生。提出了增加叶片内腔再结晶 检测控制、改进叶片排气窗结构或铸造工艺的建议。     

某型航空发动机涡轮叶片再制造

采用SEM和EDS分析高压涡轮叶片冷却孔间裂纹的失效机理,发现引起裂纹的主要原因是作用在叶片上的热机械疲劳应力和局部应力集中所致,针对K417铸造高温等轴晶材料熔焊产生晶界裂纹和晶界液化裂纹机理,开发了微弧等离子低应力焊接技术,控制了焊接缺陷的产生,实现了冷却孔裂纹的高压涡轮叶片的再制造.