单晶涡轮叶片热机械疲劳试验技术

针对单晶空心气冷涡轮转子叶片的热机械疲劳(TMF)试验要求,建立了涡轮叶片热机械疲劳试验系统,包括加载、加热、气冷、水冷和控制等5个子系统.试验结果表明:该系统能够同时模拟服役条件下单晶涡轮叶片考核截面的应力场、温度场、气冷过程以及应力/温度谱等.利用该试验系统进行了单晶涡轮叶片考核截面的热机械疲劳试验,试验结果再现了涡轮叶片在服役状态下的失效模式.基于上述试验结果可以进行涡轮叶片的寿命预测和失效分析.      

航空发动机涡轮叶片高温振动疲劳试验的新方法

提出了航空发动机涡轮叶片高温(90 0℃)下振动疲劳试验的一种新方法。该方法对叶片采用电感应加热法加热,振动载荷通过电磁振动台施加;解决了采用电感应加热法加热时的一系列问题,如涡轮叶片加温设备选型、感应圈制作、电磁振动台隔热冷却、夹具设计、高温振动应力测量以及电磁干扰使振动台难以控制;比较了2种叶片温度测量方法的优劣,并列举了应用实例     

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。      

DD6单晶涡轮叶片热机综合疲劳试验研究

针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法。通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,实现涡轮叶片考核截面由离心载荷和气动载荷引起的应力场模拟。在保证内冷空气流量的条件下,进行了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验,实现了涡轮叶片寿命预测方法的试验验证,同时为工程设计提供了试验依据。     

涡轮叶片耦合疲劳寿命预测与试验验证

为了解决涡轮转子叶片在温度、离心力和气动/噪声联合载荷作用下的疲劳强度问题,开展了高低周复合载荷谱分解方法和基于高低周载荷的全时域蠕变损伤累积模型研究,提出了同时考虑蠕变损伤、低周疲劳损伤和高周疲劳损伤的耦合疲劳寿命预测方法。同时,通过正交载荷解耦和耦合载荷协调加载控制等关键技术的应用,开发了高温环境下的高低周复合疲劳试验平台。最终,基于设计的涡轮叶片模拟件,完成了耦合疲劳寿命预测和试验验证。结果表明:模拟试件的耦合疲劳寿命试验结果分散系数为1.01,耦合疲劳寿命的预测结果与试验结果偏差小于24%,从而验证了疲劳寿命预测模型的正确性,为我国航空发动机热端部件的疲劳强度设计和验证提供了有效的技术途径。      

航空发动机涡轮叶片疲劳—蠕变寿命试验技术研究

涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣,结构最复杂的零件之一,也是发动机断裂故障多发件之一。由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用,因此在涡轮叶片定寿中,不能将叶片的蠕变和疲劳寿命割裂开,而必须充分考虑疲劳—蠕变交互作用的影响。目前理论上对结构疲劳—蠕变寿命的预测方法还很不完善,故对涡轮叶片开展疲劳—蠕变寿命试验研究是叶片设计和定寿工作中的重要环节。本文对涡轮叶片疲劳—蠕变试验技术进行了综合论述。文中特别强调了试验载荷谱确定和叶片模拟试验件设计的关键技术环节,同时还介绍了一种专门适用于叶片疲劳—蠕变试验的基于机电伺服加载系统的疲劳蠕变综合试验器。      

涡轮叶片复合疲劳特性曲线及其规律的试验

为了解高周振动载荷对于涡轮叶片高温疲劳性能的影响,对某型涡轮叶片进行高低周复合疲劳试验.试验结果表明,在低周载荷基础上叠加高频振动载荷,显著缩短了叶片的疲劳寿命;复合疲劳的分散性很大,且不存在疲劳极限,当叶片高周循环次数超过107时,继续试验叶片仍会发生断裂;在双对数坐标下,叶片的振动应力与其高周循环寿命成线性关系,即复合疲劳特性曲线(应力-寿命曲线、概率-应力-寿命曲线)服从双对数线性规律,进一步研究发现该规律对于高温合金材料的复合疲劳特性曲线具有普遍性.      

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。      

航空发动机高压涡轮工作叶片热疲劳试验研究

为考核工作了一定时数的某型发动机高压涡轮工作叶片在更换涂层后的抗冷、热疲劳性能,进行了热疲劳考核试验。试验中,实现了低压条件下对复合冷却叶片温度载荷的模拟,并记录了各部位裂纹发生、扩展的情况,为复合冷却叶片的热疲劳性能分析积累了宝贵的资料。     

热机械疲劳试验器的研制

在涡轮叶片热冲击试验中 ,离心载荷和热载荷的联合作用可能引起涡轮叶片低循环疲劳失效。为此研制了热机械疲劳试验器。介绍了该试验器的工作原理、结构方案以及使用中的注意事项     

TMF本构和寿命模型:从光棒到涡轮叶片

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。     

基于三维激光扫描的涡轮叶片高温模态测试技术

提出了基于三维激光扫描技术的发动机涡轮叶片高温模态测试技术,实现了在最高900 ℃的高温环境下的涡轮叶片模态测试。设计了一套高温环境模拟装置,实现了不同温度环境的模拟,基于振动台基础激励技术和三维激光扫描技术,建立了不同温度环境下的涡轮叶片三维测试模型,获取了准确的模态振型、模态频率等参数,验证了方法的可行性。分析结果显示:温度升高会导致涡轮叶片固有频率下降,900 ℃较常温环境1阶频率下降约6%,叶尖振型因热应力产生轻微畸变。      

一种单晶涡轮叶片热机械疲劳寿命评估方法

针对单晶涡轮叶片热机械疲劳(TMF)问题,围绕单晶涡轮叶片TMF试验,结合单晶变形、损伤理论及数值模拟,建立了一套单晶涡轮叶片TMF寿命评估方法.利用空心气冷涡轮叶片TMF试验系统,对单晶涡轮片考核截面在服役条件下所产生的交变应力场和交变温度场进行模拟,确定了裂纹萌生部位及其TMF寿命.考虑单晶涡轮叶片变形和损伤行为的特征,分别建立了基于滑移系的Walker黏塑性本构模型和基于临界平面的循环损伤累积(CDA)模型.利用上述本构和寿命模型,完成了单晶涡轮叶片TMF试验的数值模拟.结果表明:叶片理论危险点与试验结果一致,且计算寿命基本落在试验寿命的3倍分散带内.      

基于修改加速控制规律的航空发动机寿命延长控制

针对发动机加速过程,以涡轮导向叶片热机械疲劳寿命为例,通过在原加速控制规律后半段增加转子加速度限制,综合考虑加速性能与寿命延长指标,利用遗传算法对加速规律进行优化.仿真结果表明修改后的加速控制规律能够明显地延长涡轮导向叶片的寿命,而发动机加速过程上升时间基本保持不变.      

涡轮叶片模态实测阻尼比的有限元应用

为了更加精确地通过有限元来模拟涡轮叶片的谐响应特性,剖析了有限元分析中阻尼矩阵的构建方法,并且选定了适用于真实涡轮叶片设计的阻尼矩阵模型.在进行涡轮叶片有限元谐响应计算时,以模态测试得的阻尼比为基本参数,建立构建阻尼矩阵的方法,该方法能处理具有单独共振频率或具有临近共振频率的振动问题.通过模拟涡轮叶片的响应试验,测得了试验系统的阻尼比及模拟涡轮叶片的位移响应.根据测得的系统阻尼比,运用构建阻尼矩阵的方法,对具有单独共振频率特征的模拟涡轮叶片进行了谐响应计算,结果显示模拟涡轮叶片的位移响应与试验结果基本一致.运用该方法进行涡轮叶片的谐响应分析可比较精确地得到其谐响应特性.      

某型发动机低压涡轮转子叶片动测技术及应用研究

通过对某型发动机低压涡轮转子叶片在整机上进行动频、动应力测量(以下简称动测)的应用实例,介绍了一种较为成熟的测量方法.该方法根据叶片静频、振型、应力分布测量结果及叶片应力分布计算结果,来确定动测叶片的应变片粘贴位置.通过合理的发动机结构改装,实现了高温涡轮转子叶片台架振动、温度实测工作.试验结果表明,该技术具有实际应用价值,可以为同类测量提供参考.     

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.      

叶片裂纹故障的多普勒在线监测技术仿真研究

本文研究了文献[1]介绍的叶片裂纹故障声学多普勒在线监测技术的监测原理;提出了一种新的基于裂纹叶片振动响应波形不对称性的监测方法;编制了这两种方法的计算及信号处理程序。仿真计算证明这些程序是可行的,同时表明,本文建立的新的监测方法在监测有效性、可靠性方面具有优势。      

低速模拟技术在高压涡轮级中的应用

借鉴低速模拟技术在航空发动机高压压气机研究中的成功经验,探索了将其应用于高压涡轮部件时的气动设计方法,提出了一种改进的叶型重设计方法.以此方法为设计准则,选取E3发动机高压涡轮的第1级为原型高压涡轮,设计了与其相似的低速涡轮试验设备.在设计过程中保证了两者之间相等或相近的稠度、展弦比等结构参数,相近的效率、负荷系数、沿径向分布的效率和气流角等气动参数,以及类似的无量纲叶片表面等熵马赫数分布形式.数值模拟结果表明:由于低速涡轮设备的落压比、总温比等参数均与原型高压涡轮差别较大,压气机低速模拟中常用的流量系数、叶片表面压力分布等相似参数不再适用.按照给出的结构和气动相似参数所设计的低速涡轮模型达到设计要求,其能够反映出原型高压涡轮主要的气动参数变化趋势,能够作为涡轮内部气动热力学研究的试验载体.