航空发动机叶片高循环疲劳失效研究

必须最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因 ,结合实例阐述了降低高循环疲劳失效的方法 ,并对需要重点研究的关键技术作了说明。     

军用斯贝发动机低循环疲劳寿命控制

以军用斯贝发动机为例，介绍了ＬＣＦ寿命控制方法。     

外物损伤对风扇／压气机叶片高循环疲劳性能影响的研究

对外物损伤(FOD)对航空发动机风扇/压气机叶片高循环疲劳(HCF)性能影响的国内外研究进行了综述和分析,介绍了美、英等国通过实施涡轮发动机HCF研究计划在FOD对叶片HCF性能的影响研究方面所取得的进展和成果,总结了中国近年来对FOD问题的研究内容,指出了中国该项技术研究的不足和差距,并对需要进一步深入研究的关键技术问题提出了建议。     

空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证

基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征,设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件,完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计,并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时,该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×107次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间,满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少,仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据,后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量,以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线,为工程研制奠定基础并积累数据.      

某型发动机第Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳试验研究

为了通过地坑式旋转疲劳试验器确定某型发动机第Ⅰ级涡轮的技术寿命,根据给定的该涡轮盘的标准循环载荷谱,对该涡轮盘进行了应力分析,确定了在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处是危险区域（简称为考核部位）为模拟标准循环时盘在该考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳考试器上进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：低循环疲劳试验至第7087次循环时,在该盘预计的考核部位出现了长26mm的裂纹。断口分析表明：可以定该盘试验低循环疲劳失效寿命为7087周,试验低循环疲劳裂纹起始寿命为3493周,试验低循环疲劳裂纹扩展寿命为3594周。     

某型发动机第2级涡轮叶片低循环疲劳寿命分析

对改型后的某型发动机第2级涡轮叶片进行了热弹性有限元应力分析,结果表明在发动机各功率状态下,第2级涡轮叶片始终处于弹性应力范围,最大应力始终位于叶片和轮盘的交界部位;采用EGD-3应力标准中的应力疲劳分析方法,分别按假设的最好和最差的S-N曲线,估算了第2级涡轮叶片的低循环飞行小时寿命。     

某型发动机压气机第1级整流叶片疲劳试验研究

对某型发动机压气机第1级整流叶片进行了疲劳试验研究.确定了圆柱形榫头叶片的试验装夹方式,进行了2种工艺叶片振动疲劳强度试验的对比,根据对比结果,优化了加工工艺,进行了首批研制检验.对计算和试验结果进行了分析.     

发动机构件低循环疲劳模拟试验件设计方法

通过多子样模拟件可靠性寿命试验，补充构件试验量的不足，得到构件可靠性寿命，是解决发动机构件试验费昂贵的有效途径。探讨了低循环疲劳模拟试验件的设计方法，讨论了相关的寿命模型、设计准则和模拟件典型样式。     

某发动机涡轮叶片伸根段低循环疲劳寿命研究

通过对载荷工况下叶片伸根冷却孔区域的应力分析,材料试样的P－S－N曲线和结构模拟件疲劳寿命试验结果的综合分析,给出了置信度95％,可靠度99．9％下伸根段的安全使用寿命,为故障的排除和定性分析提供了理论依据。     

某型发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命研究

对某发动机风扇二级叶片/盘疲劳寿命进行了理论计算和试验研究。应用Ansys软件建立了该发动机风扇二级叶片振动分析有限元计算模型,并对其一阶弯曲共振时的应力分布进行有限元数值仿真分析,得到了叶尖振幅与叶背应力的关系;基于一阶弯曲共振模态,对叶片进行了疲劳寿命试验,获得了改型前后叶片的疲劳寿命。建立了轮盘应力分析有限元模型,计算得到了轮盘的应力分布,并以此应力分布为基础,计算得到了轮盘的疲劳寿命。研究结果表明:改型前后,叶片的疲劳寿命增大了4.1倍;叶片改型前后,无论是大间隙还是小间隙,改型后盘的疲劳寿命较改型前有所下降,但改型前后盘的疲劳寿命均满足设计要求。     

航空发动机自由涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

针对某型航空发动机适航取证项目要求，对该发动机自由涡轮盘开展寿命研究。综合考虑自由涡轮盘标准工作循环内 温度场和转速载荷，采用线弹性有限元应力分析法对轮盘进行应力分析，据此确定轮缘和盘心为轮盘应力水平及疲劳寿命的关键 考核部位；充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素，设计并开展了能够对该自由涡轮盘关键部位进行有效考核的试验 载荷系数为1 的试验器循环疲劳试验；根据试验结果对轮盘低循环疲劳寿命进行分析。结果表明：该自由涡轮盘的预定安全循环 寿命为6500 次。     

航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤的统计分析

对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤的数据进行了统计,依据发动机维修手册对风扇叶片硬物冲击损伤的类型进行了分类,并对各种硬物损伤类型进行了统计分析和总结。     

航空发动机风扇叶片冰雹撞击仿真

为预估航空发动机风扇转子叶片受到冰雹撞击后的损伤情况,基于PAM-CRASH软件进行冰雹撞击风扇转子叶片仿真。采用SPH方法和带失效应变的弹塑性材料模型建立冰雹数值模型,模拟冰雹撞击铝合金平板过程,仿真结果与试验数据吻合较好。针对冰雹撞击旋转状态风扇转子叶片试验,建立3维风扇转子有限元模型,使用带失效模型的J-C本构模型定义叶片材料性能,采用该冰雹模型对试验过程进行仿真,获得的冰雹撞击过程和叶片损伤与试验结果基本相同,叶片凹陷深度误差小于10%。仿真与试验结果对比表明:风扇叶片冰雹撞击仿真方法能够预估叶片被冰雹撞击后的损伤情况,可用于叶片抗冰雹撞击设计与评估。     

高性能航空发动机先进风扇和压气机叶片综述

详细介绍了国外高性能航空发动机先进的风扇和压气机叶片的特点、发展和应用。所介绍的叶片,包括掠形转子叶片、弓形静子叶片、吹吸叶片、分流小叶片、空心叶片和复合材料叶片。     

航空发动机宽弦空心风扇叶片的发展及应用

本文详尽地介绍了国外宽弦空心风扇叶片的设计、加工、试验和应用,分析了它的优势以及未来的发展前景,并结合我国的实际提出了几点建议。     

空心风扇叶片高循环疲劳异常失效分析

针对某空心风扇叶片试验件在高循环疲劳试验中出现的异常失效现象,完成了振动仿真分析和断口分析。仿真分析结果表明失效区域非应力集中部位,断口分析结果表明裂纹萌生于薄板与叶盆侧厚板交接部位,其失效模式为疲劳失效,失效机理为超塑成形环节局部区域薄板扭曲导致高循环疲劳试验中薄板与厚板发生摩擦,进而疲劳失效。基于以上分析,制定了优化超塑成形工艺参数并增加CT检测环节的改进措施。验证试验表明,改进措施有效,很好地解决了该异常失效问题。     

国外航空发动机风扇叶片及其成形技术

现代航空发动机正朝着增加推力,减轻重量,降低油耗和减少噪音的方向发展,涡轮风扇发动机正是适应这一要求而发展起来的。 风扇叶片是涡轮风扇发动机的重要零件,其叶身长、叶弦宽、形状复杂(扭角大、实心叶片的叶身又往往设计有一个或多个中间阻尼凸台)。因此,成形难度大,极大地影响了发动机的重量和制造成本。目前,风扇叶片的成形方法已成为发动机制造的关键技术之一。     

航空发动机风扇叶片凸肩的结构设计

统计了一些航空发动机风扇叶片凸肩的结构参数 ,探讨了凸肩的形状、位置、厚度、紧度、涂层等对叶片振动特性的影响 ,并通过试验对影响振动特性的部分结构参数进行了效果验证     

航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术

为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇 叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了 试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术 要求。结果表明：采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆 破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件 下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。     

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。