某型航空发动机压气机二级转子叶片掉块故障分析

某型航空发动机压气机转子铝叶片多次发生掉块故障,且多发生于一、四、五、六级叶片靠近排气边处。本文针对一起发动机外场使用后压气机二级转子叶片排气边掉块故障进行原因分析,制定了相关预防措施,为同类故障的排查和预防提供参考。     

某压气机喷丸叶片寿命增长对比试验分析

为了降低某压气机叶片出现的断裂、掉块故障，采用喷丸工艺拟提高叶片的抗疲劳特性。本文通过对某型发动机压气机喷丸／未喷丸第6级工作叶片进行疲劳寿命对比试验，确定喷丸工艺对叶片高周疲劳寿命的影响，并初步给出压气机第6级喷丸／未喷丸叶片高周疲劳寿命范围。     

小型涡轮叶片掉块故障分析与改进

本文就某型涡喷发动机试车过程中出现的涡轮掉块现象进行了研究,通过计算与分析确定了断裂原因为一阶弯曲共振.发动机怠速转速下导向器叶片引起的气体尾流激振是叶片共振的根本原因.在工作转速无法避免的情况下,从改变叶片频率入手,避免了叶片在此频率下的共振,成功解决了这一故障.     

某型发动机二级压气机叶片断裂故障分析研究

某型发动机二级压气机叶片属于事故多发性零部件。最近又发生了叶身断裂故障,该故障是一种新型故障,与二扭共振引起的叶尖掉角故障不同:疲劳源位于叶盆中上部,靠近叶尖断裂飞出,断裂飞出部分约为叶片的1/3,故障件断口部分呈“S”型。本文从叶片断口金相、扫描电镜分析、振动特性计算分析、叶片静频和振型测量、疲劳破坏试验、第10阶相对振动应力测量和叶片疲劳寿命评估等研究工作,分析得出造成叶片疲劳破坏的故障机理是叶片第10阶振型在发动机0.8额定转速发生共振和叶盆表面损伤。      

叶尖定时技术在转子叶片故障排除中的应用

介绍了基于叶尖定时的非接触振动测试系统的基本原理和数据分析方法，并将之应用于某型航空发动机压气机第5级转子叶片掉块故障分析。通过优化传感器的轴向分布和周向布局，分别测量3类叶片（原型、优化和削角）前缘和尾缘位置高阶振动信息，包括共振转速、频率和幅值。分别对比原型、优化叶片的前缘和尾缘测试结果，每类叶片的前缘和尾缘位置的共振幅值基本一致；对比3类叶片的前缘位置振动参数，优化叶片的共振转速较原型叶片有所增加，削角叶片的共振转速较优化叶片有所增加；对比原型、优化叶片尾缘位置振动参数，优化叶片的共振转速较原型叶片有所增加。可以判断:原型叶片发生疲劳断裂主要原因是其在工作转速4200 r/min出现高阶模态共振现象；优化叶片的共振转速较原型叶片增加40～80 r/min，叶片故障率降低，而削角叶片的共振转速较原型叶片增加140～180 r/min，且对应尾缘位置削角，可以排除叶片掉块故障。      

某型发动机高压压气机第6级静子叶片掉角故障分析

针对某型发动机高压压气机第6级静子叶片掉角故障,分别进行了断口分析、强度计算、振动模态试验和整机动应力测试,综合分析结果表明:第6级静子叶片掉角断口均属于高周疲劳;实测第9阶振型的最大相对振动应力区与故障叶片的裂纹起始位置吻合;第9阶自振频率对叶尖附近的弦长、厚度及尾缘R的尺寸微小变化很敏感。采取了增加频率限制、对涂"W"漆前的吹砂工艺进行细化以保护叶片的措施,使得该故障得以排除。     

离心叶轮高阶振动故障分析与改进

某型发动机离心叶轮在试验中出现盘体掉块故障，通过对故障件的复查、分析以及补充计算，确定了该故障发生的原因。结果表明：盘体掉块故障是由径向扩压器叶片引起的高阶共振造成疲劳破坏。通过结构改进，调整了叶轮的固有模态和激振源频率，避开了该高阶振动，并通过多轮考核试验验证了改进措施的有效性。     

轴流压气机近失速状态叶片通过频率特性研究

为研究压气机转子叶片通过频率特性与压气机气动稳定性之间的内在联系，对某型单轴涡喷发动机的轴流式压气机静子机匣壁面静压信号进行了时频分析。结果表明，发动机运行过程中压气机叶片通过频率特性的变化可以反映特定的压气机级的流态变化。在中小转速的工况下，随着发动机工作点逐渐靠向喘振边界，机匣壁面静压信号中压气机第1级至第3级转子的叶片通过频率信号逐渐增强。与设计点相比，在近失速边界的工况下，压气机第1级转子叶片通过频率幅度增强达10dB以上。此外，在中低转速范围内打开放气带后，压气机前面级转子叶片通过频率幅度显著减小，与流场的变化情况相一致。因此，轴流压气机转子叶片通过频率特性可以提供压气机气动稳定工作状况的重要信息。     

航空发动机自由涡轮叶片裂纹故障分析

针对某涡桨发动机在试车过程中发生的自由涡轮叶片裂纹故障,对裂纹叶片进行荧光检查、叶片测频和冶金分析,并通过MSC/PATRAN有限元分析软件确定叶片的振动特性。结果表明:叶片裂纹发生的原因为叶片的第5阶固有频率与导叶激励频率接近而发生共振,引起叶片发生高阶振动,造成叶片高周疲劳失效所致。重点调整螺旋桨的工作转速范围,使其基本处于规定的安全工作转速范围内。后经1000 h试车验证,均未再发生类似故障。     

航空发动机涡轮盘榫齿裂纹故障研究

B型机由A型机改型而成,大批服役期中的A型机存在着大量Ⅱ级盘(简称为盘)第一榫齿裂纹与掉块故障。其轻者,裂纹超过标准后报废;重者,榫齿掉块,打伤其它零件,甚至叶片飞出(简称脱榫)。经过故障件金相检查,断口分析,其裂纹性质属机械疲劳。在疲劳损伤中,叶片类零件主要是高循环疲劳。为排除B型机盘和叶片榫齿间连接的故障,我们研究了在飞行与试车台上A、B型机Ⅱ级涡轮叶片(简称为叶片)的振动情况。      

某机第4级压气机转子叶片榫头折断故障分析

阐明了某机第4级压气机转子叶片在榫头部位断裂的故障特点。故障分析表明：经长期使用的叶片在修理厂大修时，为满足叶片摆动量要求在榫头底面涂尼龙胶，会使叶片自振频率有较大幅度下降；为排除3级叶片折断故障而提高的慢车转速又缩小了4级叶片的共振裕度，结果造成少数4级叶片落入慢车共振。共振发生时，不规则的尼龙胶和装配过程不规范引起的非正常接触容易导致微动磨损的加剧，从而大大降低了疲劳寿命，这是引起榫头断裂故障的主要原因。     

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。      

双转子发动机转差引起的叶片尾流激振

介绍了双转子结构发动机在飞行使用中高、低压转子转速差随转速的变化特点,提出了转差可能在高、低压转子交界处的动叶间引起尾流激振的观点,并通过计算实例对转差引起的叶片尾流激振特点作了简要描述.与导向器的尾流激振比较,转差引起的叶片尾流激振有着易激起危险的低阶振型、共振转速范围宽和激振强度低的特点.      

推进式螺旋桨飞行中桨叶温度测量与尾气防冰性能评估

为研究某推进式布局螺旋桨表面温度分布特性,评估发动机尾气防冰功能,对螺旋桨进行了飞行中的温度测量试验,在桨叶上布置了Pt100热电阻和K型热电偶,通过无线近距遥测系统实现信号传输,测量螺旋桨在不同高度和发动机状态飞行时的表面温度,结果表明桨叶前缘尾气显著影响区温度随半径增加先升高后降低,桨叶最大厚度处温度则随半径增大呈先降低后升高趋势;飞行高度增加会导致桨叶温度显著下降,在同一高度内增大燃气发生器转速可引起桨叶温度小幅升高。根据相关标准和文献得到桨叶表面临界结冰判据,表明在5km螺旋桨防冰功能有效,在7km部分位置存在结冰风险,在8.5km防冰功能完全失效。     

AC311直升机自转下滑性能优化分析与处理

通过对AC311直升机自转着陆模拟试飞,验证其自转下滑性能满足CCAR27适航要求.在试飞过程中,飞行员发现发动机无动力时旋翼转速下降较快,在接地前“瞬时提距”时旋翼转速恢复较慢,较难完成自转着陆.为此,根据国际上比较贴近飞行员的定性意见的当量悬停时间,设计部门分析自转下滑性能偏低的原因,并通过换装参考直升机主桨叶进行对比试飞确认,提出了调整桨叶转动惯量的解决措施.这些措施经装机试飞验证取得了很好的实施效果.     

主动扭转智能旋翼模型试验研究

在国内首次进行采用压电片驱动的碳纤维弯扭耦合梁作为驱动机构的智能旋翼风洞试验。试验结果表明:主动扭转智能旋翼在高转速前吹风状态下,受控状态下的可动桨尖沿扭转输出轴上下偏转可以明显改变桨叶气动力的相应谐波分量,进而影响桨叶的振动,试验为主动扭转智能旋翼用于直升机旋翼振动主动控制奠定硬件基础。     

独立桨距控制对直升机飞行性能的影响

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明：高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。     

某型发动机空中起动故障分析

某型发动机在飞行试验台上进行空中起动过程中发生了排气温度过高、转速"热悬挂"的现象,介绍了其故障现象,详细分析了相关参数,发现其原因是在发动机起动中没有进行供油高空修正,引发燃油量过大,导致发动机排气温度过高。     

Dynamic response analysis under atmospheric disturbances for helicopters based on elastic blades

A flight dynamics model based on elastic blades for helicopters is developed. Modal shape analysis is used to describe the rotating elastic blades for the purpose of reducing the elastic degrees of freedom for blades. The analytical result is employed to predict the rotor forces and moments. The equilibrium equation of the flight dynamics model is then constructed for the elastic motion for blades and the rigid motion for other parts. The nonlinear equation is further simplified, and the gradient descent algorithm is adopted to implement the trim simulation. The trim analysis shows that the effect of blade elasticity on the accuracy of rotor forces and moments is apparent at high speed, and the proposed method presents good accuracy for trim performance. The time-domain response is realized by a combination of the Newmark method and the adaptive Runge-Kutta method. The helicopter control responses of collective pitch show that the response accuracy of the model at a yaw-and-pitch attitude is improved. Finally, the influence of blade elasticity on the helicopter dynamic response in low-altitude wind shear is investigated. An increase in blade elastic-ity reduces the oscillation amplitude of the yaw angle and the vertical speed by more than 70%. Compared with a rigid blade, an elastic blade reduces the vibration frequency of the angular veloc-ity and results in a fast return of the helicopter to its stable flight.     

前飞状态旋翼尾迹测量试验研究

利用PIV技术,测量前飞状态旋翼尾迹的横向速度分布及桨尖涡在横向剖面里的运动轨迹,得到了前飞状态旋翼两侧的尾迹边界及桨尖涡在运动过程中的耗散特性等,研究了风速及拉力系数对前飞状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响。结果表明：前飞状态下,旋翼左右两侧尾迹的涡量值基本相当。旋翼尾迹沿径向急剧收缩,沿垂向逐渐下降,下降高度与流向距离几乎呈线性关系。风速、拉力系数的变化对桨尖涡及其运动轨迹有显著的影响。获得的测量结果为开展旋翼流动机理研究及提高CFD分析精度提供了试验依据。