直升机涡轴发动机叶片损伤检测与定量评估

针对某型舰载直升机涡轴发动机第1级压气机叶片无法实现损伤原位检测与定量评估的技术难题,结合实际工况,选 取涡流检测作为原位无损检测方法,进行涡流检测定量评估方法研究。通过设计专用传感器和预制人工裂纹的试块,根据传感器 检测情况,利用相位转化法得到人工缺陷的涡流检测幅值。采用正态概率分布和一元线性回归分析进行定量评估,得到涡流检测 阻抗平面缺陷与检测信号的定量关系,解决了涡流检测仪阻抗平面显示标定定量评估的难题。对定量关系进行了检验,结果表 明：所设计的专用传感器可有效解决第1级压气机叶片裂纹缺陷的检测问题;得到的定量关系y=585.29x-51.531符合实际情况,将 该定量方法用于涡流检测仪进行定量评估,可实现自动评估,对实际应用具有指导意义。     

阵列涡流传感器互感信息三维有限元仿真

阵列涡流传感器能够实现导电材料的大面积高速扫描。通过测量线圈间的互感,可获取更多的缺陷信息。利用ANSYS有限元软件对同一深度不同长度的裂纹进行三维仿真,得到了相应的阵列涡流线圈感应电动势幅值和相位变化曲线。仿真结果表明探头线圈间的互感可提供裂纹大小和位置等有用信息。     

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。     

某型发动机低压一级盘原位涡流探伤

某型发动机低压压气机一级盘槽角裂纹故障,已造成几起空难事故,给飞行安全带来巨大威胁。本文探讨了使用涡流探伤技术,通过合理设计制作专用传感器、对比样件,确定仪器参数,减少边缘效应、消除晃动等因素影响,完成低压压气机一级盘早期裂纹的原位涡流探伤任务。     

直升机发动机部件裂纹扩展寿命估算研究

本文基于应力强度因子理论分析,给出了裂纹断裂和扩展程度的预测方法并导出了裂纹断裂临界尺寸公式;通过描述裂纹扩展速率的Paris公式,导出了裂纹扩展寿命计算公式,最后给出了某型直升机发动机部件裂纹扩展寿命估算的实例。     

超声TOFD检测技术在航空维修中的应用

某型发动机风扇一级盘由于凸台倒圆处存在划伤、裂纹等故障,一般对凸台倒圆处进行拉削,但当拉削后的凸台倒圆处再出现径向裂纹时,使用常规超声纵波、横波反射方法无法进行检测,只能使用超声衍射时差法(Time of Flight Diffraction,TOFD)检测技术进行检测。本文介绍了TOFD检测原理,通过合理选择TOFD探头频率、楔块材料、晶片尺寸、倾斜角度,制作专用探头,确定仪器参数,完成了风扇一级盘凸台倒圆处径向疲劳裂纹的检测任务。     

某型发动机叶片上铆钉的超声波探伤

某型发动机固定低压压气机进气道导向器叶片挡板的铆钉发生断裂脱落故障,通常会打坏高低压压气机叶片,甚至造成飞机严重损伤,给飞行安全带来巨大威胁。通过使用高频、微型双晶片纵波探头探伤技术,合理设计制作专用探头、对比样件,确定仪器参数,消除盲区、界面波等因素影响,可以有效实现铆钉早期疲劳裂纹的探伤。     

薄壁扁平不锈钢管的涡流检测工艺

针对航天专用不锈钢薄壁扁平管涡流检测过程中存在的工艺难题,通过分析管材扁平成型工艺特点,采用涡流检测线圈的等效填充系数计算方法,结合涡流分布特性制作异型外穿过式涡流检测线圈,根据型面检测灵敏度差异制定合理的检测工艺,有效实现了不锈钢薄壁扁平管的涡流检测。通过破坏性试验及飞行试验,对检测工艺的可靠性进行了验证。该检测工艺已成功应用于各型号不锈钢薄壁扁平管的涡流检测中。     

叶片前缘仿形涡流检测仿真与试验设计

仿形涡流检测技术因其耦合性好可有效抑制检测过程晃动而特别适合对大曲率叶片前缘快速检测。针对涡轮叶片前缘仿形涡流检测建立前缘及仿形线圈有限元模型,运用有限元方法分析叶片前缘凹坑、长裂纹、边沿凹坑3种典型缺陷在内外两种激励、不同内径线圈、不同频率等模式下的检测信号特征。仿真结果表明：大曲率前缘实施仿形涡流检测,检测区域可有效覆盖整个前缘区域,检测频率越高,检测灵敏度越高。双线圈检测模式下,外激励内接收比内激励外接收灵敏高,当内检测线圈尺寸大于缺陷的尺度时,内接收线圈内径越小,其相对灵敏度越高。结合仿真结论,制作前缘缺陷试块,采用锁相放大及图形化编程技术,设计前缘仿形涡流检测系统,试验结果表明,仿形线圈可有效检出前缘典型缺陷,检测幅值相位输出结果与仿真结论相似。研究成果可用于指导大曲率叶片前缘的工程实践检测。     

电子枪主辅聚焦线圈安匝数的计算方法

介绍了在电子枪设计过程中,主、辅聚焦线圈安匝数的一种计算方法,为设计线圈绕组的匝数和控制电路的输出电流提供了可靠的依据。     

涡流C扫描在钛合金SPF/DB结构检测中的实验研究

为了探索SPF/DB结构检测中有效的检测方法,应用涡流C扫描对钛合金SPF/DB结构进行了检测实验,将涡流C扫描结果和SPF/DB结构检测中常用的超声C扫描结果进行了对比分析。结果表明,涡流C扫描能够检测出SPF/DB结构的界面宏观缺欠以及一定尺度以上的界面微观缺欠,在SPF/DB结构检测中是可行的。有必要对该检测方法的有效性和检测结果的可靠性进行深入研究。     

基于电涡流位移传感器的钛合金叶片振动疲劳试验研究

为了研究钛合金叶片振动疲劳特性,基于电磁振动测试平台和非接触式电涡流位移传感器,开展了试验工装和试验程序设计.通过本文的传感器标定和振动应力标定方法研究,发展了基于电涡流位移传感器的非接触测量式钛合金叶片振动疲劳试验手段,进而完成了疲劳考核试验和裂纹扩展试验,研究了裂纹长度和固有频率随疲劳循环数累积的变化规律.试验结果...     

舰船空气尾流场特性研究

舰船空气尾流场是舰载直升机在非航空型舰船上起降或者在这类舰船附近作业时的主要环境条件，是危及舰载直升机飞行安全的主要因素之一。现以机－舰动态干扰为研究目的。通过各种试验结果的相互比较，验证，综合分析了舰船空气尾流场特性。着重研究了尾流场中涡流区的及变化规律，下洗速度的大小、下洗范围及变化规律，为机－舰动态配合的试验提供了可靠的依据，另外，还结合飞行实践简要地分析了直升机进入尾流场后的反应。     

应力严重系数法在直升机主桨叶寿命评估中的应用

应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用，然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费，而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节，根据相应材料特性数据，采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单，精度较好，便于工程应用。     

涡流法对不同厚度隔层下裂纹检出概率的测试研究

介绍了用涡流法对不同厚度隔层下裂纹检出概率的测试研究,作了一定量的试验,给出了涡流法检测不同厚度隔层下裂纹检出概率系列化数据,可指导今后同类结构的检测,为结构损伤容限设计、可靠性设计提供参考依据。     

声发射技术在直升机疲劳试验裂纹检测中的运用

随着声发射技术的发展,声发射技术在工程无损检测上的运用日益广泛。本文对声发射技术的应用现状、基本理论及在直升机疲劳试验裂纹检测中的应用进行了介绍,以期让更多的直升机行业的技术人员对声发射技术有个基本了解。     

基于PCA-TN的直升机主减速器通用热分析计算

针对当前热分析方法无法满足直升机主减速器结构复杂多变的问题,提出了一种快速获取主减速器温度场分布的通用热分析方法。以典型直升机主减速器为样本,进行了主成分分析（principal component analysis,PCA）,并结合热网络法（thermal network,TN）,分析获得3种通用热分析单元体模型。对于不同结构的主减速器,通过单元体及其衍生体的组合可以迅速且有效地建立其系统热分析模型,求解获得温度场分布。以某直升机主减速器为例,应用该方法进行了热分析,并与试验进行了对比,结果表明:该方法能高效计算主减速器的温度场分布,计算值与试验值最大误差为5.07%,满足主减速器热分析工程计算需求。      

超声波换能器性能指标测试方法的研究

介绍了一种新的超声波换能器灵敏度的测试方法，排除了常规测试方法中仪器对它的影响。对超声波换能器的频率特性测试，采用了一种简便，经济，实用的方法，并给出了测试结果。     

超小型压力传感器在动态测量中的应用与研究

介绍美国ＥＮＴＲＡＮ公司生产的ＥＰＩ型超小型动态压力传感吕,在全尺寸轴对称紊流发生器研制试验中应用过程中,对出现的一些问题作了技术性能的探讨,提出了相应的改进措施,并就压力传感器的安装及与测量系统的配备作了介绍。