锁片断裂失效分析

某型发动机涡轮叶片装配中发生锁片弯折90°断裂现象。通过对引起锁片断裂的因素进行分析,并对断裂锁片和合格锁片分别进行显微硬度检测分析、金相组织检查及电镜扫描断口微观检查,查清锁片发生弯曲断裂的根源是锁片预热温度选择不恰当、预热保温时间过长,导致锁片产生沿晶间腐蚀断裂。     

基于混合有限元模型的航空发动机主轴承剥落故障仿真分析方法

高保真的整机实体有限元模型可以逼真地反映航空发动机整机振动特性,但是难以考虑复杂的滚动轴承故障动力学模 型,且其计算量太大,不能胜任主轴承故障激励下的整机非线性动力学仿真。为了有效地进行发动机主轴承的故障诊断,开展了 主轴承剥落故障激励下的整机振动响应机理研究,提出了一种基于整机实体有限元模型和整机梁单元有限元模型的主轴承故障 动力学混合仿真分析方法。利用整机梁单元模型仿真分析得到主轴承故障激励下与机匣相连接的主轴承支反力,在整机实体有 限元模型中去除转子实体有限元模型,将支反力直接施加到各支承处的轴承座上,利用瞬态响应分析方法获取主轴承故障激励下 的整机振动响应,并利用整机梁单元模型进行了方法验证。结果表明：利用混合有限元仿真方法获取了航空发动机主轴承故障激 励下的仿真信号,误差均不超过1%,表明了所提出方法的正确有效性。     

高温氧化及颗粒冲蚀对C/C-SiC复合材料使用性能的影响

采用3K斜纹碳布和12K无纬布铺层的针刺预制体,经化学气相渗透法（CVI）及先驱体浸渍裂解法（PIP）最终成型C/C-SiC复合材料,采用长时间氧乙炔烧蚀实验及高速颗粒冲蚀实验进行复合材料长时间抗氧化及抗冲刷性能测试,研究影响其抗烧蚀（冲蚀）行为的主要因素。结果表明：经过600 s氧乙炔烧蚀后,C/C-SiC复合材料发生一定程度的烧蚀,采用无纬布预制体较采用斜纹碳布预制体成型的C/C-SiC复合材料的线烧蚀率、质量烧蚀率、烧蚀深度低;两种材料颗粒冲蚀实验结果一致,试样冲刷面呈现明显的机械冲刷的特征,在短短的10 s内,冲刷坑深度能达到7.21～7.25 mm,材料失效严重;而没有颗粒气流冲刷实验时,材料冲蚀程度显著下降。C/C-SiC复合材料在实际使用过程中一般受到气流压力、粒子冲击及高温氧化的综合作用,粒子冲击引起的机械剥蚀比长时间高温氧化产生的热化学烧蚀对C/C-SiC复合材料的失效影响更大,直接影响材料的使用性能。     

航空电子产品装配中PFMEA方法的应用和改进

航空电子产品装配的特点是所需物料较多、装配工艺复杂、装配精度要求较高等,为保证产品的质量和可靠性,需要采取科学的方法研究装配过程,并对过程中的失效模式风险进行分析。本文以某型航空电子产品装配过程中的零件装配、绝缘垫粘贴及零件冲压为例详细说明 PFMEA 方法在装配过程中的应用,找出装配过程中风险较高的项目,通过工装辅助来降低风险,提高产品质量。本文将 PFMEA 这一可靠性研究工具引入航空电子产品装配过程,为航空电子产品装配提供了一种较为科学、有效的风险预防手段。     

航空发动机损伤叶片再制造修复方法与实现

航空发动机叶片长期工作在高温、高压和高速的环境下,极易出现损伤。但是,损伤叶片的再制造修复技术一直被国外垄断,国内航空公司不得不花费大量的资金和时间将受损叶片送往国外维修。针对此问题,提出一种航空发动机损伤叶片再制造修复方法。首先,对损伤叶片进行失效特征分析,评价修复可行性;其次,获取并处理叶片点云数据,提取叶片截面的边界曲线,重建叶片数字化模型,通过布尔运算得到加工目标模型;再次,采用激光熔覆和自适应加工方法,对损伤叶片进行再制造修复;最后,分别对叶片三维数字化模型与实物进行精度检测和误差分析。结果表明,利用该方法建立的叶片数字化模型具有较好的精度和光顺性,再制造修复误差满足发动机维修手册的要求。     

基于蒙特卡罗发动机竞争失效的下发仿真模型

针对常规的解析法预测发动机下发时间建模过程复杂且不易求解的问题,提出了一种基于蒙特卡罗仿真预测发动机首次下发时间的方法。通过分析发动机机队的历史数据,研究排气温度裕度(EGTM)的衰退规律以及性能衰退超标的寿命分布,统计各主要部件发生首次部件损伤的时间分布,并计算偶然性损伤的发生概率,确定偶然性损伤的时间分布,对性能衰退、部件损伤、偶然性损伤三种失效模式进行竞争分析,建立蒙特卡罗仿真模型,预测发动机的首次下发时间规律。结合该机队提供的实际下发数据,利用Kolmogorov-Smirnov检验确定首次下发时间的分布类型,经分析,仿真结果的可靠度误差甚小,在-1%~2%之间,从而验证了该方法的合理性和可行性。      

环境氧化物对EB-PVD热障涂层残余应力的影响

通过建立EB-PVD涂层的柱状晶模型,系统地研究了CMAS沉积和渗透对残余应力的影响。结果表明:CMAS的沉积和渗透产生了很大的面内、面外拉应力,导致垂直、水平裂纹的萌生;随着裂纹扩展,最终涂层发生剥落和分层失效。该失效主要发生在TC层表面下方、CMAS渗透交界处、陶瓷/黏结(TC/BC)界面附近。      

离子推力器极少数据可靠性评估方法

针对只有两台离子推力器进行寿命试验,试验结果为极少失效数据的情况,建立了一种离子推力器整机可靠性评估方法.通过引入区间统计量的概念,充分开发从最后一个失效数据继续试验到没有发生产品失效这一重要试验信息,由高斯-马尔科夫定理计算出寿命分布参数的最佳线性无偏估计,并给出离子推力器可靠度和寿命的单侧置信下限.最后,对美国NASA研制的型号为XIPS-13的离子推力器进行可靠性评估,得出了其寿命需求10000h的可靠度单侧置信下限为0.87及给定可靠度为0.9时的寿命单侧置信下限为9024.6h,该方法精度较高,便于工程应用.      

基于无失效数据的某型发动机可靠性参数Bayes估计

针对装备寿命服从指数分布的情形,以失效率参数作为随机变量构建估计模型。考虑失效率的先验分布为 Gamma分布,在失效率的超参数均服从一定的均匀分布时,提出了失效率的多层 Bayes和期望 Bayes(ExpectedBayes,E-Bayes)估计方法,建立了失效率的多层 Bayes和 E-Bayes估计模型;结合某型装备发动机的无失效储存数据,计算了失效率的多层 Bayes和 E-Bayes估计值,推导了可靠度的多层 Bayes和 E-Bayes估计值。通过比较分析,可靠度的 2种估计结果都是稳健的,而后者略小于前者,且后者的极差比前者减小 81.4%。结果表明,采用 EBayes估计更易于计算,得到的结果更为准确稳健,且更适用于工程应用实际。     

S型碳纤维褶皱夹芯结构低速冲击响应特性实验研究

为研究S型碳纤维褶皱夹芯结构在低速冲击下的力学响应特性,先以模压法制备了S型褶皱芯子,再通过二次胶接工艺对面-芯粘接固化获得S型碳纤维褶皱夹芯结构。使用直径为20 mm的柱形冲头预加载不同能量冲击结构的节点和基座位置,研究该结构两个典型位置在不同冲击能量下的损伤模式及响应特性。结果表明：不同冲击能量下,上面板损伤主要为纤维剪切断裂,芯层发生拉伸及压溃断裂,下面板主要发生纤维拉伸撕裂和基体开裂;相同冲击能量下,夹芯板节点冲击在损伤深度及载荷峰值方面表现出更优的抗冲击性能;从耗能角度看,高能冲击条件下节点冲击较基座冲击吸收更多能量。