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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. 相似文献
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针对空心涡轮叶片,发展了考虑瞬态变温效应的热机械疲劳(TMF)本构模型和寿命预测方法。第一,以某涡轮叶片用定向凝固合金DZ125为对象,开展了光棒、缺口TMF试验,结合已有的高温疲劳试验数据,获得了相位、温度范围、应力集中等因素对TMF寿命影响规律;第二,利用材料微观组织分析手段,揭示了导致光棒和缺口TMF失效的疲劳裂纹萌生机理;第三,借助于Chaboche本构模型,进行了各向异性、变温、蠕变损伤修正,建立了考虑变温效应的循环-蠕变本构模型,实现了DZ125合金拉伸、等温循环、蠕变、疲劳-蠕变以及TMF应力应变响应的统一建模和预测;第四,发展了疲劳-蠕变-氧化损伤累积的TMF寿命模型,利用简单纯疲劳和蠕变基础数据获得了寿命模型参数,并进一步发展了名义应力法预测了缺口模拟件的TMF寿命;最后,以某涡轮叶片为对象,进行了模拟飞行载荷谱条件下的瞬态变形响应计算和叶片TMF寿命预测。 相似文献
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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。 相似文献
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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。 相似文献
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K417G涡轮整体叶盘叶片裂纹原因分析与验证 总被引:2,自引:0,他引:2
《燃气涡轮试验与研究》2017,(4):28-33
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。 相似文献
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本文针对电厂用燃气轮机涡轮转子叶片工作环境,对Manson-Coffin多轴疲劳预测方程和SWT公式进行修正,同时采用尚德广多轴疲劳损伤参量,给出涡轮叶片新的疲劳寿命预测方法,以适应涡轮叶片高温变幅非比例加载下的疲劳损伤情况.通过算例计算了某涡轮叶片疲劳寿命及10 000h的总损伤,其结果与叶片实际疲劳破坏相吻合,验证了该高温多轴疲劳损伤计算模型的准确性. 相似文献
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介绍一种高温及红外辐射环境中的火焰快速监测新技术。应用此技术研制的国内首套加力点火器内部火焰光纤监测装置,成功地应用于工程实验测量,解决了一项加力燃烧室测试难题。此类装置已成为发动机加力点火器出厂检验及实验中的一种必备的监测设备 相似文献
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采用聚碳硅烷作为黏结剂主体,添加陶瓷组元的方法制备了新型耐高温黏结剂。采用流变仪研
究了黏结剂的流变性能,采用TGA、XRD 及SEM 等方法研究了黏结剂的性能以及各组分含量与黏结剂性能之
间的关系。结果表明:高温黏结剂具有良好的高温热稳定性及粘结强度,1 200℃质量损失为16%,平均粘结强
度为23. 4 MPa。 相似文献
究了黏结剂的流变性能,采用TGA、XRD 及SEM 等方法研究了黏结剂的性能以及各组分含量与黏结剂性能之
间的关系。结果表明:高温黏结剂具有良好的高温热稳定性及粘结强度,1 200℃质量损失为16%,平均粘结强
度为23. 4 MPa。 相似文献
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罗发%周万城%焦桓%赵东林 《宇航材料工艺》2002,32(1):8-11
论述了常见的石墨、乙炔炭黑吸收剂、碳纤维和碳化硅高温吸收剂的性能和应用概况,重点论述了碳化硅纤维、纳米碳化硅吸收剂处理方法和性能。综述了高温吸波材料的研究及应用概况。 相似文献
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针对某型发动机二级涡轮盘榫齿裂纹故障,进行了轻、重两种腐蚀状态的涡轮盘榫齿高温复合疲劳寿命试验。并由试验寿命推算出其外场使用寿命,为此,本文提出了复合疲劳载荷、寿命由试验向外场的双频比换算方法。换算结果可用于制定涡轮盘的腐蚀判废标准。 相似文献
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文摘为改善苯并噁嗪树脂对树脂传递模塑(RTM)成型工艺的适应性,并进一步提升苯丙噁嗪基复合材料的耐高温性能。提出利用炔基改性苯并噁嗪树脂,以提高树脂的交联密度,并改善树脂流变特性。结果表明:改性后的炔基苯并噁嗪树脂在81. 5℃时黏度低至805 mPa·s可满足RTM工艺灌注要求,在110℃其工艺窗口高达310 min。同时,炔基苯并噁嗪树脂的起始固化温度低至130℃,固化温度为167℃,后处理温度为208℃,满足低温固化要求。通过DMA与TGA分析,RTM成型低温固化苯并噁嗪/碳纤维复合材料的Tg为411℃,在N_2环境下800℃残留率高达88. 6%,表明其复合材料具有良好的耐高温性能。SEM观察发现该树脂与纤维界面粘结强度较高,碳纤维复合材料350℃拉伸性能保留率达99%以上,弯曲、层剪性能保留率达70%以上,压缩性能保留率也达60. 9%。 相似文献
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杨士勇%高生强%胡爱军%李家泽%许英利 《宇航材料工艺》2000,30(1):1-6
综述了耐高温聚酰亚胺基体树脂 纤维复合材料的研究进展,基体树脂包括耐316℃的PMR型热固性聚酰亚胺如PMR-15、KH-304等,和耐371℃聚酰亚胺基体树脂如PMR-Ⅱ-50、AFR-700B、V-CAP-50、V-CAP-75、KH-305等。介绍了它们的化学合成、结构、物化性能以及结构与性能之间的关系,并对耐高温树脂基复合材料在航天、航空及空间技术领域中的应用情况做了简单的介绍。 相似文献
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张爱波%黄英%林起浪 《宇航材料工艺》2002,32(3):36-39
主要讨论增韧材料对PPS性能的影响和各种填料用量对PPS复合涂层的附着力、抗冲击强度等性能的影响以及PPS复合涂层的耐高温性能。结果表明:增韧树脂PEK-C的加入可提高PPS共混树脂的力学性能;共混树脂中加入5%的石墨、10%TiO2时,可获得综合性能良好的复合涂层。 相似文献