完善检测技术 FOD无处藏身

飞行区内可能会损伤航空器、设备或威胁机场工作人员和乘客生命安全的外来物体简称FOD。FOD可以是航空器或维保车辆脱落的零件,建材、石子、甚至是小鸟等野生动物。在机场道面出现的外来物(FOD),包括跑道、滑行道和停机坪,对航空器的危害最为严重。FOD带来的事故可以从航空器的爆胎到坠毁,甚至会造成无法挽回的损失。     

外物撞击损伤叶片的模拟试验方法

流空发动机风扇和压气机叶片在工作中,常常会遭到随高速空气吸入发动机的小而硬的外来物的撞击损伤。这些外来物包括小零件、砂石、维修时的残余物(如保险丝头,开口销头、弹簧垫片等)以及其它一些杂物(象别针、钥匙、小工具等),这种损伤严重地影响了发     

FOD 对TC4 合金扩散焊板材HCF 性能影响

针对外物损伤(FOD)对航空发动机宽弦空心风扇叶片高循环疲劳(HCF)性能的影响,以TC4合金3层扩散焊板件模拟宽弦空心风扇叶片典型冲击部位,采用空气炮法对TC4合金3层扩散焊板进行FOD模拟试验,对冲击角度为25°、40°和80°时的损伤状况进行了宏微观测量;采用逐级加载法对FOD后的扩散焊焊板进行HCF强度试验,获得各条件下扩散焊板件的条件疲劳极限。结果表明:在各冲击条件下,冲击角度为25°时对材料造成的损伤最严重,HCF强度降低幅度最大;FOD不仅会造成材料表面损伤,还会对内部焊缝层造成损伤。在上述因素共同作用下,扩散焊板件FOD后HCF强度显著降低,相应的疲劳缺口系数明显增大。     

基于EWT-熵值方法的发动机风扇叶片损伤监控

为了从发动机性能数据中寻找风扇叶片外来物损伤航班特征,从而将风扇叶片受外来物损伤的航班区分出来,在机载快速存储记录器（quick access recorder, QAR）数据检测中提出将经验小波分解和信息熵结合的方法。通过对各航班原始振动数据的拟合平滑处理和经验小波分解,提取了分解后各模态的能量熵和,分析了添加汉明（Hanmming）窗函数的多尺度熵,结果表明：拟合后数据的熵值变化更明显,且风扇叶片受外来物损伤航班的能量熵和有10%以上的降低趋势,改进后的多尺度熵有40%以上的增长趋势,均明显异于其他正常航班。证明采用EWT-熵值方法可以较好地对发动机风扇叶片外来物损伤情况进行监控。     

发动机冷端部件的修理

<正>本文介绍了航空发动机风扇和压气机部件常见的损伤类型及其新的修理方法。腐蚀、磨损、摩擦以及外物撞击(FOD)是导致发动机风扇叶片损伤的主要原因。前三种损伤通常随着飞行时间增加而逐渐恶化,需要在定检     

发动机叶尖计时技术新突破

目前的发动机监控装置可以监测发动机的温度、压力、振动和气流状况,但没有任何一种装置适于实时检测飞行过程中风扇叶片的状态.由于风扇叶片很容易受到外物损伤(FOD),而这些损伤不易通过目视检查发现,所以对风扇叶片的监控是至关重要的.在空中监控叶片每分钟的变化,可记录叶片     

飞机轮胎所造成的砂石飞溅数目的计算方法

 飞机在起飞和降落时,由于轮胎的影响所造成的跑道上外来物(FOD)飞溅是个复杂的过程。以砂石为例,介绍了几种典型的砂石飞溅的类型,提供了飞机所能遭遇到的砂石数目和造成飞机结构损伤的概率计算公式。以某型客机为例,根据民用机场的FOD调研报告和国内民用机场跑道的类型,分析了在临界能量下飞机所能遭遇到并能对飞机造成冲击破坏的可能性,为飞机结构抗冲击设计提供一定的依据。     

发动机叶尖计时技术新突破

目前的发动机监控装置可以监测发动机的温度、压力、振动和气流状况,但没有任何一种装置适于实时检测飞行过程中风扇叶片的状态。由于风扇叶片很容易受到外物损伤(FOD),而这些损伤不易通过目视检查发现,所以对风扇叶片的监控是至关重要的。在空中监控叶片每分钟的变化,可记录叶片最细微的损伤,以便尽快采取措施。虽然研究人员早就认识到外物对发动机叶片损伤的危害,但研发此类监控系统却花费了很长时间。     

虑及高循环疲劳的裂纹型外物损伤叶片的可用极限

为了发展一种航空发动机钛合金风扇/压气机叶片外物损伤（FOD）可用极限的确定方法，对典型叶片的可用极限进行了调研，基于裂纹门槛值原理建立了应力比相关的FOD裂纹不扩展等值曲线图，根据TC4钛合金不同应力比下材料的疲劳耐久性极限强度对比了两种裂纹不扩展判据的适用性，通过该方法确定了一种典型风扇叶片撕裂/裂纹型外物损伤的可用极限。结果表明:现有维修手册中对叶片不同区域不同类型FOD的可用极限要求不同，FOD可用极限的主要限制尺寸为损伤深度，深度限制一般在1mm以内。通过裂纹不扩展等值曲线图确定的典型风扇叶片撕裂/裂纹型FOD可用极限分布在0.020~0.525mm内，可用极限沿叶片展向分布可分为三个区域:叶根区可用极限约0.08mm，叶中区可用极限约0.3mm，叶尖区可用极限约0.5mm，越靠近叶根可用极限越小。      

外物损伤对风扇／压气机叶片高循环疲劳性能影响的研究

对外物损伤(FOD)对航空发动机风扇/压气机叶片高循环疲劳(HCF)性能影响的国内外研究进行了综述和分析,介绍了美、英等国通过实施涡轮发动机HCF研究计划在FOD对叶片HCF性能的影响研究方面所取得的进展和成果,总结了中国近年来对FOD问题的研究内容,指出了中国该项技术研究的不足和差距,并对需要进一步深入研究的关键技术问题提出了建议。     

风扇机匣材料应用现状与发展

大涵道比涡扇发动机主要用于大型客运和货运运输飞机动力装置,其明显外观特点之一是具有较大的风扇进口迎风面积.发动机迎风面积的增加可以大幅提高发动机的进气量和发动机推力,但同时也增加了发动机吸入外来物体,打伤风扇叶片的可能.随着涵道比的增大,风扇转子叶片的尺寸也相应增大,大尺寸叶片在高速、高压的恶劣环境下工作,受到飞鸟、冰块、砂石、轮胎碎片、地面杂物等外来物撞击或因为叶片材料疲劳等原因导致意外断裂脱离时,就会在巨大的离心力作用下高速撞击到风扇机匣上,若机匣不能阻挡飞出的叶片,就会导致非包容事故发生,轻者飞机丧失部分动力,重者金属碎片会击穿飞机的机舱、油箱、液压管路和控制电路等,导致机毁人亡的事故发生(图1[1-2]).     

叶片外物损伤容限设计的本质特点及设计准则的发展

通过对风扇/压气机叶片外物损伤及其失效特点的深入分析,认为叶片外物损伤容限设计的本质是考虑外物损伤影响的叶片振动应力设计.通过对国内外发动机设计规范和标准的分析和回顾,将外物损伤容限设计准则的发展分为3个阶段:①50年代初-60年代末,以外物损伤(FOD)的预防和维护为主;②70年代初-90年代末,等效为应力集中系数K_t≤3的缺口容限设计;③2000年以来,FOD的概率容限设计.最后对我国外物损伤容限设计的研究方向提出了建议.      

鸟撞击风扇转子叶片损伤模拟与试验研究

为了研究航空发动机吞鸟时风扇叶片受到的损伤,开展鸟撞击旋转状态下发动机风扇叶片损伤数值模拟和试验研究。采用SPH方法,使用PAM-CRASH软件对鸟撞击旋转状态下风扇叶片进行了数值模拟,得到了鸟撞击风扇叶片过程:风扇叶片前缘撞击并切割鸟体、叶片盆侧撞击鸟体切片和叶片恢复变形,详细分析了鸟撞击对风扇叶片前缘、叶身、尾缘、凸肩造成的损伤,以及损伤对发动机的影响。设计并开展了旋转状态下鸟撞击风扇转子试验,得到了旋转状态模拟鸟撞击风扇过程,以及旋转状态下鸟撞击风扇实际的损伤类型,撞击过程和损伤类型与数值模拟结果一致。数值模拟和试验结果表明,鸟撞击风扇主要过程为叶片前缘撞击切割鸟体,主要损伤为风扇叶片前缘变形、撕裂、掉块和凸肩工作面错位、掉块,风扇叶片抗鸟撞击的薄弱部位为风扇叶片前缘和凸肩工作面。     

前缘半径对钛合金叶片抗外物损伤能力影响的数值分析

为分析航空发动机压气机叶片前缘半径的选取对其抗外物损伤(FOD)能力的影响,对TC4合金制成的转子叶片的外物损伤过程进行了数值模拟研究.结果表明:增大叶片前缘半径可以提高叶片抗外物损伤的能力,不同撞击速度或撞击角度下前缘半径对抗FOD的影响程度不同.叶片前缘半径对残余应力大小和分布范围大小的影响较大,对残余应力分布的趋势影响不大.     

航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤特征

通过对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤数据调研与统计分析，筛选最具典型特征的硬物冲击损伤数据，依据发动机维修手册对风扇叶片损伤类型特征进行了分类，研究损伤类型与发动机类型的相关性和差异性、损伤发生位置特征、损伤尺寸特征等内容.分析结果表明:发动机风扇叶片硬物冲击损伤类型表现出多样化特征，其中缺口和凹坑两类损伤类型发生概率较大，而且不同损伤类型在特定发动机型号中又存在一定的差异性.通过对损伤位置与尺寸特征的分析，表明风扇叶片的损伤位置存在一定的集簇统计规律，缺口的损伤尺寸特性存在一定的统计分布规律.研究结果能够为航空发动机风扇叶片实际的维护维修工作提供相关技术参考.      

跑道外来物碎片自动探测系统研究

鉴于跑道上的外来物碎片（FOD）已经给全球航空公司造成了巨大的损失。FAA一直在推进自动外来物碎片探测系统的开发，并准备对4个已经较为成熟的自动探测系统进行评估，希望在此基础上尽快地建立适合在民用机场使用的相关系统的性能标准。     

不同金属硬物冲击航空发动机叶片损伤研究

为分析不同金属硬物对航空发动机风扇叶片造成的外物损伤特征差异,选取钢、铜、铝、铅四种材料弹珠作为外来物,以两种角度、多种速度冲击真实叶片进气边缘进行高速弹道冲击试验,并采用数值方法仿真动态损伤过程。结果表明:钢、铜珠冲击时,叶片损伤形貌可分为凹坑、撕裂和缺口,产生撕裂形貌时,小角度相比于大角度冲击需要更高的冲击速度,铜珠相比于钢珠冲击需要更高的速度;铝、铅珠因冲击时自身变形较大,对叶片只能造成挤压变形。仿真结果表明:在22 J冲击能量条件下,铜珠、钢珠造成叶片撕裂损伤的过程中存在两个显著的接触力峰值,且伴随着“动能回升”现象;铜珠动能较多地转化为叶片和自身的应变能,因而对叶片的侵彻能力不如钢珠;铝珠冲击力峰值最大,其动能转化为自身应变能的比例最高;铅珠冲击力峰值不明显,其动能大部分转化为摩擦耗散的热量。     

钛合金叶片前缘的外物损伤残余应力数值分析

为研究航空发动机叶片外物损伤(FOD)位置残余应力的分布规律,根据真实叶片前缘特征设计了模拟叶片,基于Johnson-Cook本构模型,使用LS-DYNA软件仿真分析钢珠以不同角度冲击钛合金模拟叶片前缘的过程,对比仿真与相同试验条件下的空气炮模拟外物损伤试验的FOD损伤形貌与宏观尺寸,验证了有限元模型的正确性。提取仿真计算的不同入射角度对应的FOD位置残余应力分布,结果表明:钢珠以0°角入射时,钢珠冲击产生的接触力和变形能明显大于其他入射角度的情况,说明钢珠偏斜一定角度入射时造成的偏斜型缺口处的材料失效与变形不如外物正撞前缘形成的半圆型缺口严重;在FOD缺口底部尖端靠近入射表面区域存在明显的残余拉应力。随着入射角度的增大,残余拉应力区的范围逐渐扩大,残余拉应力最大值逐渐减小。     

航空发动机风扇叶片与机匣刮蹭分析及结构设计

针对异常载荷下,航空发动机宽弦风扇叶片的叶尖与机匣刮蹭变形及损伤特征缺乏数据支持,而传统理论计算方法存在较大的误差问题，建立了宽弦风扇叶片叶尖刮蹭显式动力学分析模型,采用宽弦风扇叶片与机匣刮蹭试验数据,对分析模型的计算精度进行了验证。基于分析模型进行了仿真参数的敏感度分析,得到了叶片与机匣刮蹭后叶片变形及机匣损伤规律。研究结果表明:叶尖伸长量对转子转速非常敏感，叶尖径向伸长量增加速率远大于转速增加值，因此在叶片设计中应考虑到风扇叶片极限转速下叶尖伸长量。同时需要选取合理的扭转角度以满足叶片安全性和气动性能的要求。在风扇机匣包容区设计中应主动考虑异常载荷的影响，增大安全性设计域度；设计合理的耐磨层材料参数，减小风扇叶片对其冲击损伤。采用该方法可以提高叶尖间隙控制精度,减小刮蹭对叶片和机匣造成的损伤。      

状态方程对叶片外物损伤数值模拟结果的影响

分别采用Bammann粘塑性本构模型和修正Zerilli-Armstrong本构模型在LS-DYNA软件中对钢珠冲击TC4钛合金平板试件的冲击损伤过程进行了数值模拟。通过对修正Zerilli-Armstrong本构模型选择线性多项式状态方程和Gruneisen状态方程,研究了状态方程在发动机叶片FOD数值模拟中的作用。通过对比分析钢珠在不同速度下冲击TC4试件产生的弹坑外貌、尺寸以及残余应力分布,结果表明,是否使用状态方程来描述叶片材料在冲击载荷下的体积压缩或膨胀行为,对FOD数值模拟结果的影响很小。在发动机叶片的FOD数值模拟中,材料本构模型的选择和评估更为重要。