外物损伤对TC4 钛合金的高周疲劳强度的影响

为了研究外物损伤对航空发动机叶片疲劳性能的影响规律,将直径为3、4 mm的钢珠利用空气炮加速到约300 m/s对TC4合金平板试样进行外物损伤试验,利用3维体式显微镜和扫描电子显微镜(SEM)分别观察外物损伤的宏观特征和微观特征。结果表明:在随后的高周疲劳试验中外物损伤容易诱发疲劳裂纹的萌生,且试样的疲劳强度随损伤深度的增加而降低;疲劳源一般位于损伤区域的表面位置,因为试样在冲击过程中在损伤区域形成了微观裂纹和缺口。     

TiB_2增强铝基复合材料低压压气机静子叶片高循环疲劳试验研究

根据某型航空发动机减重设计需求,考虑到TiB_2颗粒增强铝基复合材料轻质、高强的特点及某型航空发动机低压压气机静子叶片结构特征,开展了基于颗粒增强铝基复合材料的低压压气机静子叶片试验件的高周疲劳性能试验工作。试验结果表明:叶片试验件在3×10~7次循环下的高循环疲劳强度为246.30MPa,基本能够满足某型航空发动机静子叶片类零件的高循环疲劳设计要求。     

航空发动机主轴轴承状态监测研究现状与发展趋势

航空发动机主轴轴承承受着高温、高速、重载、贫油、断油等极端工况,其疲劳、磨损等失效问题严重影响发动机的可靠性.因此,对航空发动机主轴轴承的使用状态进行有效精确监测极为重要.对航空发动机主轴轴承工况特点、主要失效模式和失效机制进行了梳理;针对主轴轴承的状态监测方法和技术,总结并对比分析了现有主轴轴承振动、滑油状态、声音、...     

航空发动机附件机匣结构设计及齿轮强度分析

以适应某型航空发动机功能要求设计的附件机匣为研究对象,将国内外先进设计理念融入结构设计和强度分析中。采用高可靠性结构设计方法进行齿轮、轴承等重要传动部件设计;分析了齿轮疲劳强度,考虑了壳体、轴的实际刚度对齿轮疲劳强度的影响,使分析结果更接近真实情况。该附件机匣随发动机累计试车超过300 h仍工作状态良好,表明其结构设计合理,能够满足发动机附件传动功能要求。     

空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证

基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征，设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件，完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计，并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时，该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×107次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间，满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少，仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据，后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量，以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线，为工程研制奠定基础并积累数据.      

航空发动机主轴轴承滚道表面光饰强化处理

表面改性处理技术是一种提高航空发动机主轴轴承疲劳寿命的有效途径。在表面改性处理理论分析基础上,提出一种新的航空发动机主轴轴承滚道表面强化处理技术(即光饰强化处理)并研制了相应的光饰强化专用设备——离心强化机,试验结果表明:该技术可以有效地提高航空发动机主轴轴承滚道表面硬度,改善滚道表面粗糙度,并在滚道接触表层产生残余压应力,显著地提高航空发动机主轴轴承疲劳寿命和降低疲劳寿命离散性。      

考虑航空发动机支承不同心的整机动力学建模及分析

为了分析支承不同心情况下航空发动机整机的动力特性,提出1种航空发动机支点支承不同心故障的建模和分析方法,将支承不同心转化为支点轴承间隙模型,并将该模型引入航空发动机整机模型中。以某型双转子涡扇发动机的支承不同心为例,对支承不同心所引发的航空发动机整机振动进行仿真分析,结果表明:支承不同心对支点的轴承力影响很大,是导致滚动轴承疲劳破坏的重要原因之一,并且机匣加速度响应对支承不同心不够敏感。仿真结果验证了所建立的支承不同心模型的有效性。     

多轴疲劳理论在航空发动机零部件寿命预测中的应用

由于航空发动机主要零部件结构形状及工作环境复杂，工作时承受多种类型的循环载荷，寿命考核部位有可能处于多轴应力状态，因此寿命预测分析需要考虑多轴应力状态的影响。近些年由于疲劳试验技术的提高，多轴(或双轴)疲劳研究取得较快的进展，并逐步应用到工程实际当中。在对航空发动机主要零部件工作中的应力状态进行分析的基础上，应用局部应力应变的近似计算方法及多轴疲劳寿命预测模型对航空发动机轮盘进行寿命预测，并与单轴结果进行了比较。     

航空发动机轴承延寿问题研究

轴承是航空发动机旋转部件的支撑单元,因其工作环境恶劣、旋转速度高、工作中承受的振动剧烈、摩擦产生的热量大等原因,轴承的工作寿命直接影响着发动机的寿命.随着对发动机寿命延长的要求,提高航空发动机轴承寿命的问题显得越来越重要.本文通过对影响航空发动机轴承寿命的主要因素进行分析,提出了提高轴承寿命的主要技术措施.     

预应力对GH33A合金低周疲劳及裂纹扩展性能的影响

研究了预拉伸应力对航空发动机涡轮盘材料GH33A镍基高温合金在360℃下的低周疲劳及其对裂纹扩展速率的影响。结果表明在10~4～5×10~4低周疲劳寿命范围内,预应力处理将使单边缺口试样的疲劳裂纹起始寿命N,有明显提高,对其裂纹扩展寿命N_p的影响则并不显著。     

航空发动机中介轴承的动力学减载设计

通过对3种典型的航空发动机中介轴承各30台份的试车数据统计，得到使中介轴承免受“同步冲击”的原则，即:中介轴承内、外环特征频率同风扇叶片气动激振频率的整倍数接近至2%的范围内的情况为危险区域，禁止发动机在此区域长期工作.继而提出了带中介轴承的转子系统优化迭代的动力学设计方法, 通过调整叶片数目或高、低压转子转速比，直至保证危险区域的范围不超过发动机工作范围（从慢车状态至最大状态）的10%.该方法可使中介轴承免受“同步冲击”，有效地降低轴承滚道上的动载荷，提高中介轴承的疲劳寿命.      

航空发动机高压转子前轴承刚度特性分析

为了得到航空发动机高压转子前轴承刚度随发动机工作状态的变化规律,建立了该轴承的刚度分析模型,引入了轴承内、外环配合参数、离心效应、热效应以及联合载荷对轴承刚度特性的影响,数值分析了该轴承的刚度随轴承内、外环配合参数、转速、轴承工作温度及外载荷的变化规律。结果表明,轴承的径向刚度、轴向刚度和角刚度,随轴承内、外环过盈配合量增大而增大,随转速、工作温度和弯矩的增大而减小;径向力增大,轴承的径向刚度增大,轴向刚度和角刚度减小;轴向力增大,轴承的径向刚度减小,轴向刚度和角刚度增大;轴向载荷对该轴承的刚度影响最大。     

TC4/TC17钛合金线性摩擦焊接头性能分析

针对航空发动机整体叶盘典型的TC4和TC17异种钛合金材料,开展其线性摩擦焊工艺试验以及接头拉伸、高周疲劳力学性能的测试和分析.结果表明:TC4/TC17钛合金线性摩擦焊接头焊后经630℃,保温3h的时效热处理后,其拉伸和疲劳性能较好.接头的室温拉伸和高温拉伸强度均介于TC4母材和TC17母材之间,略高于TC4母材的性能;高周疲劳性能达到TC4母材高周疲劳强度的95%以上.     

不同喷丸强度对TC17钛合金抗疲劳性能影响

为提升TC17钛合金抗疲劳性能,对其表面进行喷丸处理。通过旋转弯曲疲劳试验、断口分析、残余应力场分析、表层组织分析及喷丸前、后钛合金表面完整性分析等手段,开展不同喷丸强度对TC17钛合金抗疲劳性能影响研究。结果表明：喷丸强化后钛合金表面粗糙度增大,由0.315μm变为0.5～1.0μm;表层发生塑性变形,晶粒发生细化;表面引入残余压应力,残余压应力层深约为125～151μm,最大残余压应力位于层深30μm附近处。0.3 mm·N喷丸状态旋转弯曲试样疲劳寿命优于其他状态试样,在740 MPa和840 MPa应力水平下,分别比未喷丸状态试样疲劳寿命提升4.5倍与7.5倍。疲劳寿命提升归因于试样表层晶粒细化、高密度位错组织及残余压应力对疲劳裂纹萌生与扩展的抑制作用。0.35 mm·N与0.4 mm·N喷丸状态试样疲劳寿命下降与喷丸强度过大时试样表面粗糙度高,并有脱层及微裂纹生成有关。     

机械加工表面完整性对高温合金材料GH33A疲劳寿命的影响

为了提高航空发动机零件的疲劳寿命,本文研究了加工参数对表面完整性以及表面完整性对航空发动机涡轮盘高温合金GH33A材料疲劳寿命的影响。     

《航空发动机》1998年第1～4期总目次

序号题 目作者 期(页)1 厚薄叶片间置叶排设计研究结构与设计2 涡轮盘榫槽高温复合疲劳裂纹扩展规律3 单级轴流式压气机的性能改进4 发动机涡轮叶片镀NiCrAlY涂层技术研究及应用5 某型发动机附件机匣中心传动锥齿轮故障分析6 火焰筒头部涡流器空气对燃油喷雾特性的影响7 航空发动机故障分析程序研究8 PW4000发动机2.9放气系统故障分析9 处理机匣参数优化研究10 发动机燃气温度控制系统设计中的几个问题11 航空发动机主轴承设计12 燃油控制系统原理图参数化设计试验与测试13 优化叶型叶栅中的二次流14 某型发动机中介机匣1/6扇形段内壁附…     

航空发动机主轴承使用状态寿命预测模型

在滚动轴承寿命预测模型分析的基础上,提出了航空发动机主轴承状态寿命的概念,即把主轴承的使用寿命周期划分为状态良好、初步损伤、故障发展和即将失效4个寿命阶段;建立了1种利用机载传感器信息(转速、振动和飞行器机动),来确定航空发动机主轴承使用状态寿命的模型,该模型把状态监控数据和基于理论模型分析计算的方法相结合,为评估主轴承的寿命状态提供了1种新的方法.     

TC4钛合金焊接接头疲劳损伤演变模型研究

对航空发动机焊接式整体叶盘结构,用损伤力学理论研究焊接接头低周疲劳损伤演化规律,以带内变量的热力学为基础,根据低周疲劳损伤特性及耦合的应变等价原理,建立了焊接低周疲劳损伤演变模型。用控制应变的疲劳试验,对航空发动机中常用的TC4钛合金焊接试件进行了疲劳损伤的测量,验证了损伤演变模型。模型中的参数具有明确的物理意义,且容易测量。研究结果对航空发动机焊接式整体叶盘寿命预测有参考价值。      

航空发动机转子系统模拟支承设计与刚度计算

为了进行实际航空发动机转子系统组装状态下的模态试验,模拟实际航空发动机转子支承刚度,设计了转子支承结构,在CATIA软件中建立了支承的三维实体模型,将三维模型导入ANSYS Workbench中,采用自动生成网格,考虑到不同的网格划分大小对结果的影响,对支承的不同结构划分了不同大小的网格。为了精确计算支承刚度,对轴承座采用空心轴内表面上加面力、空心轴外表面上加轴承载荷、轴承外圈内表面上加轴承载荷三种施加载荷方式,并进行了计算结果比较,结果表明,支承设计满足了实际航空发动机的转子支承刚度需求,转子支承刚度的计算方法正确可靠。     

DD6单晶高温合金模拟薄壁试样超高频振动疲劳

以具有空心气冷结构涡轮叶片用第二代镍基单晶高温合金DD6为研究对象，研究试样厚度对其超高周疲劳性能的影响。基于有限元方法结合实测设计了工作段厚度为0.5 mm的超高频振动疲劳薄壁试样，实测一弯共振频率达到1425 Hz左右，采用电磁振动台开展超高周疲劳实验，获取最高至10⁹周次的疲劳S-N曲线，并开展与标准旋转弯曲疲劳、标准振动疲劳实验数据的对比分析。结果表明：DD6单晶高温合金的疲劳强度在10⁷～10⁹周次范围内下降约25%，薄壁试样高周疲劳强度和同材料标准旋弯疲劳强度基本一致，略低于标准振动疲劳强度；薄壁试样的裂纹在危险截面的表面萌生，呈线源特征，疲劳扩展区存在两个扩展平面，呈现类解理特征。