某型燃气轮机封严盘的结构优化

为了分析研究某型燃气轮机封严盘均压孔裂纹故障,达到提高疲劳寿命的目的,进行了封严盘故障机理和局部结构修改分析.建立封严盘有限元分析模型,分析了封严盘振动应力分布特点和共振特性,结果表明:均压孔孔边应力水平高是疲劳裂纹的主要原因,针对该原因提出了改进方向.在装配状态下,针对原结构以及均压孔部位进行局部修改的几种情况进行了结构强度对比分析,最终提出了某型燃气轮机封严盘局部结构修改方案,修改后均压孔孔边的应力水平降低16%,屈服强度储备系数由0.891提高到1.069.      

某机四级盘偏心孔边裂纹故障研究

裂纹属于疲劳断裂,疲劳源多起始于偏心孔边加工时的啃刀处。四级盘在较高转速时存在共振。振动应力与较大的静应力叠加,加上孔边啃刀形成的应力集中,是产生孔边裂纹故障的原因。本文仅就与故障原因有关的问题进行分析讨论。     

某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障分析

为确定某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障原因,应用大型结构分析程序Ansys研究了装配紧度与篦齿盘振动特性的关系,选择合适的有限元分析模型.对不同装配紧度条件下的篦齿盘进行了振动频率、相对振动应力计算和行波共振分析,并与试验结果进行了对比.通过空气系统流路与结构特点分析,确定了影响篦齿盘振动的激振因素为低压涡轮轴孔、中介机匣支板和喷嘴.根据篦齿盘动力特性结合静强度计算结果分析认为故障产生的原因是由于均压孔孔边静应力水平较高,在振动应力叠加作用下产生高周疲劳破坏.并对后续使用提出了建议.     

微动磨损引起的压气机叶片榫头断裂故障研究

某型发动机四级压气机叶片榫头断裂导致喘振而引发空中停车.针对榫头的断裂故障机理重点进行了以下方面的研究:断口、痕迹学分析,四级压气机叶片振动模态分析,榫头和榫槽等关键部位的应力分析,在发动机离心载荷工作条件下考虑榫头-榫槽接触表面微动磨损产生磨损和疲劳裂纹的可能性,同时预测榫头出现磨损和疲劳裂纹的危险点位置.研究表明,本次断裂故障为由于叶片榫头与榫槽的非正常接触而产生的微动磨损导致的疲劳断裂,属于个性的小概率事件.     

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.     

某型风扇转子叶片裂纹失效分析

针对某型风扇转子叶片的榫头工作面及叶身与缘板转接部位在振动疲劳试验后发现的裂纹故障,通过外观检查、断口分析、表面检查、成分分析、金相组织检查、硬度检查和有限元分析,对故障叶片的裂纹性质和萌生原因进行分析。结果表明:故障叶片2条裂纹的性质均为高周疲劳,A裂纹的萌生与叶片表面的加工刀痕有关;B裂纹的萌生是由夹具和榫头工作面之间的磨损导致。     

航空发动机风扇静子叶片裂纹失效分析

针对某型航空发动机风扇静子叶片前缘靠近上缘板部位在振动疲劳试验结束后发现的裂纹故障,运用荧光探伤检测、 断口宏微观分析、叶片表面划痕来历分析、源区表面检查、材质分析及有限元应力模拟分析等技术手段,对该裂纹的性质及萌生原 因进行细致分析。分析结果表明：故障风扇静子叶片裂纹的性质为高周疲劳,裂纹断口疲劳起源于叶片叶盆侧前缘靠近上缘板基 体表面划痕处,呈多源线性起始特征。疲劳源区距前缘距离约为2.3 mm,疲劳源区表面未见明显冶金缺陷,疲劳裂纹的萌生与叶 片表面划痕有关。建议严格控制振动光饰机中磨粒棱边的圆滑度,不应存有锋利棱角,避免在振动光饰时磨粒划伤叶片表面,降 低叶片表面完整性,在叶片划伤部位出现应力集中现象。     

飞机主承力框的孔边应力分析

本文对某型飞机主承力框在全机疲劳试验中出现裂纹的Ф5孔孔边进行应力分析，并对将Ф5孔铰为Ф8孔后的孔边也进行了应力分析及对比。     

2024铝合金振动疲劳特性及断口分析

研究激振频率对铝合金悬臂梁结构振动疲劳特性的影响。在不同激振频率下测试2024铝合金悬臂梁相同初始应力幅值下的振动疲劳寿命。利用体式显微镜及扫描电镜对疲劳断口进行微观分析。结果表明:初始应力相同时,处于共振状态的悬臂梁振动疲劳寿命最长,瞬断区面积最小。微观分析表明,疲劳裂纹源萌生于材料表面的最大应力区,在裂纹源区有明显的放射状条纹、贝壳线和大量刻面;在疲劳裂纹扩展区,除疲劳条带外,还观察到大量的二次疲劳裂纹;疲劳瞬断区则由大量韧窝构成,表现出典型的韧性断裂特征。微观分析可知合金内强化相颗粒对疲劳裂纹扩展有明显的阻碍作用。     

发动机第4级压气机盘裂纹失效分析

对第4级压气机盘断口形貌分析,确认裂纹属于疲劳损伤。导致疲劳裂纹的主要原因是振动应力所致,均压孔加工粗糙,有啃刀缺陷,引起应力集中。促进疲劳裂纹萌生和发展。     

圆弧端齿对涡轮螺栓连接影响的数值研究

为验证某型民用航空发动机涡轮总体设计方案的可行性和安全性,以该型航空发动机涡轮的圆弧端齿连接结构为研究对象,利用有限元数值模拟方法研究了涡轮第1级盘与前轴之间采用圆弧端齿连接的设计对结构强度和疲劳失效的影响,分析了在高温及不同预紧力载荷工况下对圆弧端齿连接强度、疲劳等性能的影响规律.研究表明:该设计存在涡轮第1级盘与高压涡轮轴连接的外端齿分离而导致振动的风险,而增大预紧力可以提高螺栓连接传递荷载的能力,但螺栓孔边存在局部高应力问题.研究结果为圆弧端齿的设计方案提供了有效理论支撑和参考.     

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.      

涡轮盘低循环疲劳的概率设计

基于涡轮盘结构的低循环疲劳设计流程,将概率设计理念融入设计过程中,提出了涡轮盘低循环疲劳的概率设计流程。首先进行涡轮盘结构的优化分析,其中以确定性设计准则作为约束条件;以优化结构方案为基础,考虑参数的随机性,对涡轮盘低循环疲劳进行可靠性分析;以低循环疲劳寿命的可靠度为概率设计准则,对涡轮盘进行反复的设计和计算验证,通过修改结构尺寸完成涡轮盘低循环疲劳的概率设计。同时,根据灵敏度分析结果,讨论了设计变量的分散性对涡轮盘寿命的影响,为进一步提高结构的可靠性提供了新的研究思路。结果表明,按照概率设计观点确定的涡轮盘结构兼顾性能和可靠性,在满足可靠度的前提下降低涡轮盘的重量。同时该概率设计流程简单方便,易于工程的推广应用。     

考虑应力梯度的轮盘疲劳寿命预测

考虑应力梯度和尺寸效应对寿命的影响,通过引入应力梯度影响因子,将缺口试件与光滑试件的疲劳寿命相关联,建立了基于Walker平均应力修正的缺口试件寿命预测模型,进而结合三维弹性有限元分析对发动机涡轮盘进行了寿命预测.结果表明:所发展的寿命模型能较好地反映影响疲劳寿命的多种因素,尤其是应力集中对试件疲劳寿命的影响,综合考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的轮盘寿命预测结果更接近试验值,对GH901标准试件和轮盘的疲劳寿命预测结果都在2倍分散带以内.      

基于复合疲劳试验的涡轮叶片振动应力反推法

提出了一种利用复合疲劳试验和外场故障数据反推涡轮叶片实际振动应力的方法.该方法针对与故障叶片同批次的叶片,开展数个振动应力水平下的单件试验和某一特定振动应力水平下的成组试验,利用极大似然法推导出叶片的概率-应力-寿命曲线(P-S-N);最后基于99.87%存活率下的概率-应力-寿命曲(P_99.87%-S-N),结合叶片的外场故障统计结果,反推出叶片实际工作中振动应力的范围和可能的最大振动应力.      

粉末合金轮盘关键部位多圆弧转接降应力研究

为了验证某型航空发动机粉末合金涡轮盘低循环疲劳寿命,在旋转试验器上进行了涡轮转子的低循环疲劳寿命试验。在试验过程中有轮缘凸块和配重块断裂飞出,导致试验失败,得出该低循环疲劳试验故障的主要原因是裂纹起始部位的局部应力偏高。通过建立故障部位的单圆弧、双圆弧和3圆弧局部模型进行有限元计算,研究了转接圆角处的应力与转接圆角半径的关系。研究结果表明:采用3圆弧转接方法对粉末合金涡轮盘寿命考核部位进行改进设计是最佳方案,降低了轮盘考核部位应力,提高了轮盘寿命,并通过了试验验证。     

某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

为了确定某Ⅰ级涡轮盘的技术寿命,根据该盘的标准循环载荷谱,对该盘进行了应力分析,确定在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处为考核部位。为模拟标准循环时该盘在其考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳试验器上,对该Ⅰ级涡轮盘的一个旧盘进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：该旧盘低循环疲劳试验至第６０４７ 次循环时,有５ 个销孔考核部位出现了裂纹。断口分析表明：该旧盘剩余的试验低循环疲劳失效寿命为６０４７ 周     

某飞行科目中涡轮盘的损伤计算矢量喷管运动仿真

通过对某型航空发动机高压涡轮盘进行弹塑性有限元分析,计算涡轮盘在主次循环作用下的低循环疲劳寿命和寿命的概率分布,从而对涡轮盘在某飞行科目中的寿命损伤进行分析。对涡轮盘进行热分析;并对载荷谱进行分析处理,得出对涡轮盘损伤影响较大的主次循环和相应载荷谱;再对涡轮盘进行弹塑性分析,得到危险点处的应力、应变,计算涡轮盘确定性寿命和寿命的概率分布;利用线性损伤累积理论,得到涡轮盘在单次飞行和千小时飞行下的总损伤