基于接触式高温应变测试试验的涡轮叶片强度分析

基于涡轮叶片实际工况,建立了热-流-固耦合有限元仿真模型,得到了涡轮叶片的温度场、压力场、应力场与应变场。开展了涡轮叶片强度测试试验,试验中根据温度场仿真结果,通过感应加热装置对叶片加热;根据叶片转速计算等效离心载荷,通过液压拉伸试验机对叶片施加等效载荷。基于接触式高温应变测试方法开展了叶片静态应变测量,并通过测量结果与仿真结果的对比,验证了测试方法在涡轮叶片静态高温应变测量中的可行性。     

某型发动机Ⅰ级涡轮工作叶片低周疲劳寿命研究

为了排除某型发动机一级涡轮工作叶片断裂的故障，对现役的同类型叶片采用了“加严无损探伤”的方法，筛选掉有缺陷叶片；为了验证该方法的可行性和确定合格叶片的安全寿命，分别对合格和不合格（有缺陷）叶片进行了高温低周疲劳试验研究。在进行试验数据处理时分别使用了最小二乘法和极大似然法对威布尔参数β、η进行了计算，根据β、η两个参数，计算了合格和不合格叶片在故障概率为0.1%时的安全寿命值。     

风扇叶片爆炸飞断等效试验与分析方法

针对航空发动机风扇叶片爆炸飞断试验难度大、成本高的问题,在发动机研制初期,通过等效平板试验件爆炸损伤机理试验,模拟风扇叶片实际损伤与飞断过程.基于包容性试验对叶片爆炸飞断位置、转速、时间和额外动能的要求,以飞断质量、动能和损伤截面积等效为准则,首先,根据飞断截面平均应力进行等效平板和爆炸结构设计.然后,采用显式动力学数...     

激光冲击叶片榫头变形控制与疲劳试验

针对某航空发动机涡轮叶片榫头部位疲劳断裂故障,利用激光诱导高压冲击波对榫头部位进行冲击强化,提高其抗疲劳性能。在试验测试激光冲击GH4133B镍基高温合金材料残余应力场的基础上,确定了叶片材料激光冲击工艺参数;根据榫齿面转接R区结构特征,设计了不等强度分布冲击方式,保证强化区域残余应力均匀、过渡分布,防止出现应力突变。由于榫头结构不均匀,高压冲击波引起的塑性流动使叶片发生宏观变形,采用数值仿真方法分析了激光冲击后叶片榫头宏观变形规律和机理。在此基础上提出了激光冲击叶片榫头变形控制的方法,并设计了榫头结合面冲击区域和方式,保证叶片榫头两侧对应区域的激光能量输入基本相当,通过结合面的塑性流动来减小叶片榫头宏观变形。冲击处理后的叶片榫头表面粗糙度、滚棒尺寸和平面度等均满足技术要求。并分析了激光冲击强化提高叶片高温疲劳寿命的原因。疲劳试验结果表明：激光冲击强化可提高叶片榫头部位的高温高低周复合疲劳寿命提高了279%。     

某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。     

密布小孔构件的振动分析

以航空燃气涡轮发动机中密布小孔的涡轮冷却叶片为对象，将试验研究与有限元数值分析有机结合，建立了一种新的可准确算出上述叶片振动特性的混合法，在大量试验分析的基础上，得到了小孔排列方式和开孔率对叶片固有振动频率的影响规律，并用数学函数表示出来，运用等效概念，提出等效准则，将小孔效应用等效参数表示，并引入有限元数值分析中，得到了满意的计算结果；与试验数据十分吻合，相对误差约为3.4%。     

APU二级涡轮叶片疲劳寿命计算与分析

为了定位二级涡轮叶片疲劳危险部位,采用CATIA、ANSYS Workbench和CFX软件对二级涡轮叶片进行建模、流场仿真,利用Newton迭代法和Manson-Coffin公式对叶片流-热-固多场耦合等效应力应变进行计算,预测了叶片疲劳寿命,确定了叶片疲劳危险部位,然后通过Fatigue Tool软件仿真验证了这一局部应力应变预测方法所得结果的合理性与可行性。这一预测方法为后期对叶片的实验研究、设计及优化提供参考。     

发动机叶片气相渗铝工艺研究

为提高发动机叶片抗高温氧化和抗燃气腐蚀的能力,选用发动机叶片气相渗铝工艺,通过模拟生产的工艺试验,以试验数据及现象为依据,客观分析了渗铝的加热温度、保温时间及渗铝剂的用量等因素对渗铝层深度的影响,从而确定某型发动机叶片气相渗铝时的热处理参数。     

高温合金芯撑在熔模精铸空心叶片上的应用

本文结合我公司在研制X发动机第一级整流空心叶片工作中,为防止在型壳的焙烧及合金浇注过程中陶瓷型芯变形、断裂,而采用高温合金芯撑的试验的实践,阐述了采用金属芯撑的目的、作用;金属芯撑的材料、直径、形式的选择;采用金属芯撑的工艺及其质量控制.试验收到了良好的效果,获得了采用高温合金芯撑浇注空心叶片的经验,迈出了我国在熔模精铸空心叶片上应用高温合金芯撑的第一步.     

高温高速气流总焓接触测试法对比分析

发动机尾焰、燃烧加热、电弧加热器等高温高速气流总焓测量存在较大误差,采用结构优化的质量吸入水冷焓探针,标定后的驻点热流和驻点压力探针(Fay-Riddell公式法)对高温高速气流总焓进行了对比测试。结果表明:焓值为2.5~5 MJ/kg时,焓探针的测试误差约为3.38%,采用Fay-Riddell公式法获得焓值的误差约为3%。焓探针与Fay-Riddell公式法平均偏差约为4.65%。在地面模拟试验时采用两种测焓方法确定测试精度,对减小高温高速气流测焓误差,提高试验模拟精度具有积极的作用。     

定向结晶涡轮叶片蠕变/疲劳寿命的试验与分析

针对定向涡轮叶片的使用工况,提出了用于涡轮叶片蠕变/疲劳试验的方法,包括摩擦原理的夹具设计和标定及相关试验、计算和分析技术,并以某型定向涡轮叶片为例,介绍了该方法的实现。试验结果表明:试验方法能够模拟涡轮叶片考核截面在实际工作状态下的应力场和温度,利用所提出的试验方法和分析技术得到叶片的寿命数据是合理的。此次提出的基于构件的定向结晶涡轮叶片的蠕变/疲劳试验方法,对于涡轮叶片的定寿、故障预防、以及维修都有重要意义。      

边界元法在非稳态导热问题中的应用

本文用边界元法分析与计算了航空发动机涡轮工作叶片温度场的瞬态分布。     

基于安全寿命法的高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验

基于英军标Defence Standard 00971对盘类零件的安全性要求,采用安全寿命法对某型发动机高压涡轮盘的低循环疲劳寿命试验进行了研究.通过有限元法对发动机工作条件下的高压涡轮盘进行了应力分析,考虑了温度场对应力分布的影响,按照Defence Standard 00971的要求确定了高压涡轮盘的关键部位及其标准循环,制定了高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验方案,给出了基于试验结果确定高压涡轮盘安全寿命的方法.分析表明:中心孔和螺栓孔的应力系数分别为1.0和1.017,均在合理范围内;提高高压涡轮盘转速同时截短涡轮叶片的试验方法能有效模拟热应力对寿命的影响,对高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验具有重要指导意义.      

空心冷却涡轮叶片的寿命预测

本文将“局部应力应变法”用于涡轮叶片寿命预测的几个主要环节,经验证明,这个方法是预测构件(不仅限涡轮叶片)寿命的有力工具,无论在设计或确定现有装置的工作可靠性方面,都会起很大作用。最后指出,要实际应用到发动机或其它复杂装置上时,尚有一些障碍(例如载荷谱和应力分析手段的效率和费用)有待解决。     

程控振动疲劳试验系统

航空叶片的疲劳断裂是发动机的常见故障之一,为了研究其失效机理,国内外都采用恒定应力疲劳寿命试验。叶片的疲劳载荷主要以数值分析法来给出,或者按台架试车中实测到的最大振动应力作为载荷,试验做到各组样品均有一定数量的产品发生失效为止,用它来估计产品的各种可靠性特征。传统采用的试验方案是人工操作开环控制激振。      

带冠和冷却小孔涡轮叶片振动特性分析

某发动机第一级涡轮叶片是带有矩形冠和9小孔冷却涡轮叶片,为分析该级叶片振动特性,建立了有限元模型,分析了小孔、均匀温度场和非均匀温度场下、叶冠边界条件等对振动特性的影响。同时,依据共振疲劳损伤寿命理论确定叶冠的最佳间隙值,来增加使用寿命。计算结果表明:在无真实的温度场时,考虑工作时的平均温度是有效的工程处理方法;小孔对叶片振动特性的影响是较微弱的。      

直升机主桨毂支臂疲劳试验技术研究

支臂是直升机球柔性桨毂中的典型复杂动部件,疲劳破坏为主要的失效模式.结合某直升机支臂疲劳试验,介绍了试验方案设计、试验实施方案设计及试验数据分析等内容和方法.考虑支臂结构及载荷和组合试验的特点,疲劳试验载荷的比例以模拟载荷分布为原则、以打样设计载荷为手段确定,载荷大小根据试验件的疲劳能力、寿命考核要求、各破坏部位和模式匹配考核确定;试验采取整体试验和局部考核相结合的方法,设计了由支臂和模拟桨叶组成的双铰支梁式支臂整体疲劳试验实施模型;试验监测数据分析有力地保证了试验的有效性.     

基于P-S-N曲线的三参数法估计叶片最低疲劳极限的实践研究

工程上通常用中值寿命作为航空发动机叶片寿命估算依据,这已经不能满足现代航空发动机研制的高可靠性要求。为此,从本世纪初开始,我国航空发动机研制领域应用最低疲劳极限估算叶片的安全寿命,并把它作为评价叶片疲劳性能优劣的一个重要指标。本文介绍的三参数试验方法主要是根据小样本理论,利用P-S-N曲线方程估计叶片的最低疲劳极限。这...     

热冲击条件下高热叶片的热疲劳对比试验方案研究

针对涡轮叶片的热冲击疲劳寿命实验,提出了一种新的对比实验方案和措施:将实验叶片和参照叶片组合在同一组试验叶栅上,并且在试验过程中定期对调两种叶片的安装位置。按照这一方法完成了一组相似材料的涡轮导向器叶片的对比试验。实验结果显示两种叶片表现出了几乎相同的热冲击疲劳寿命特性,并且裂纹的形态、分布区域以及生长历程也完全符合热疲劳裂纹的理论规律。