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。     

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。     

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.     

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。      

涡轮冷却叶片热-固耦合分析与优化设计

根据涡轮冷却叶片热-固耦合分析和基于遗传算法-有限元的涡轮叶片优化设计方法,发展了涡轮冷却叶片热-固一体化优化设计方法.以某航空发动机涡轮转子叶片为原型,分析了冷却孔的位置、形状(圆形和四边形)、大小和数量对热应力与冷却效果的影响.结果表明,该方法能有效地降低涡轮叶片的应力、改善其冷却效果;四边形孔具有更好的冷却效果和更低的最大应力;随着冷却孔大小和数量的增加,最高温度下降,而最大应力上升.      

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。     

DD6 单晶合金涡轮转子叶片裂纹与内腔等轴晶成因研究

为排除某航空发动机DD6单晶合金涡轮转子叶片振动试验过程中出现异常裂纹的故障,开展了裂纹外观检查、断口宏观和微观形貌分析、表面检查、解剖分析、显微组织检查、成分分析及应力分布计算等工作,对故障叶片失效原因及内腔局部区域的等轴晶成因和机理进行研究。结果表明:DD6单晶合金涡轮转子叶片裂纹性质为高周疲劳,裂纹过早萌生与叶片内腔存在等轴晶有直接关系,且附近存在无枝晶的异常组织也促进了疲劳裂纹的萌生及扩展。同时,等轴晶在叶片使用之前已存在,是由于内腔工艺孔处的高温合金焊料遗留,高温真空焊接时形成易形核质点。建议加强对叶片内腔生产质量的控制,并对叶片内腔工艺孔附近危险部位进行严格检查,避免此类故障再次发生。     

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。     

带密布气膜冷却孔的涡轮叶片等效应力分析方法研究

以带气膜冷却孔的航空燃气涡轮发动机涡轮叶片为研究背景,引入了等效概念对密布小孔结构进行了详细的应力-应变分析。这种等效分析方法是把多孔材料转化为具有等效材料常数的等效实体材料。根据MARC大型通用软件的线弹性及弹-塑性有限元应力分析结果,将小孔效应转化为等效弹性常数及等效应力-应变曲线。最后以某发动机高压涡轮工作叶片为例,将得到的等效材料参数引入到叶片的有限元强度计算中,从而得到考虑密布孔影响的涡轮叶片应力应变场,并通过子模型计算得到更为准确的孔边最大应力。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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