张家界航空工业职业技术学院毕业设计——歼10飞机涡轮叶片故障分析及维修
指导老师：陈娜
专业：航空机电设备维修
班级：083542
姓名：冯婷
目录
1.涡轮转子叶片结构特点 (3)
2.叶片的工作条件 (4)
3.涡轮转子叶片受力分析 (5)
3.1叶片自身质量产生的离心力 (5)
3.2作用在叶片上的弯曲应力 (6)
3.3热应力 (6)
3.4振动应力 (7)
4.转子叶片的振动类型及其特征 (7)
4.1转子叶片的震动分类与基本振型 (7)
4.1.1尾流激振 (8)
4.1.2颤振 (8)
4.1.3随机振动 (8)
5.叶片的失效模式 (8)
5.1叶片的低周疲劳断裂失效 (9)
5.2叶片扭转共振疲劳断裂失效 (10)
5.3叶片的弯曲振动疲劳断裂失效 (10)
5.4转子叶片的高温疲劳与热损伤疲劳断裂失效 (10)
5.5转子叶片微动疲劳断裂失效 (11)
5.6叶片腐蚀损伤疲劳断裂失效 (12)
6.涡轮叶片失效的诊断技术 (13)
6.1机上孔探检测 (13)
6.2修理车间检测前的预清洗处理 (13)
6.3叶片完整性检测 (13)
6.4无损检测 (14)
7.修理技术要求和修复方法 (14)
7.1补焊材料选择 (14)
7.2叶片叶尖裂纹补焊修复 (14)
7.3结论 (15)
8.提高涡轮叶片强度的几种措施 (16)
8.1合理选材 (17)
8.2改进工艺 (17)
8.2.1锻、铸造工艺 (17)
8.2.2机械加工工艺 (17)
8.3表面强化 (18)
8.4表面防护 (18)
8.5合理维护和使用 (18)
9.自我总结 (19)
航空发动机涡轮叶片失效分析涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一，是高温、高负荷、结构复杂的典型热端构件，它的设计制造性能和可靠性直接关系到整台发动机的性能水平耐久性和寿命。为了提高发动机的推重比，叶片设计时常采用比强度高的新材料；采用先进复杂的冷却结构及工艺；降低工作裕度等措施来实现。因此，研究涡轮叶
片失效分析对提高发动机工作安全及正确评估叶片的损伤形式和损伤程度有重要意义。
1.涡轮转子叶片结构特点
现代航空发动机多处采用多级轴流式涡轮。涡轮叶片具有气动力翼型型面，为了使燃气系统排出的燃气流竜在整个叶片长度上做等量得功，并保证燃气流以均匀的轴向速度进入排气系统从叶根到叶尖有一个扭角，叶尖处的扭角比叶根处
要大。
涡轮转子叶片在涡轮盘上的固定方法十分重要，现代大多数燃气涡轮发动机转子都采用“枞树形”榫齿。这种榫齿精确加工和设计，以保证所有榫齿都能按比例承受载荷。当涡轮静止时，叶片在榫槽内有一定的切向活动量；而当涡轮转动时，离心力将叶根拉紧在盘上。
涡轮叶片材料是保证涡轮性能和可靠性的基础，涡轮叶片早期是用变形高温合金，采用锻造的方法制造。由于发动机设计与精铸技术的发展，发动机涡轮叶片从变形合金发展为铸造合金从实心发展为空心，从多晶发展为单晶，从而大大提高了叶片的耐热性能。由于镍基单晶超合金具有卓越的高温蠕变性能已成为制造航空发动机热端部件的重要材料。
涡轮叶片的工作条件和受力分析
2.叶片的工作条件
涡轮叶片时直接利用高温高速燃气做功的关键部件，温度高负荷大应力状态复杂工作环境非常恶劣。涡轮叶片在高温燃气的工作条件下，高温氧化和燃气腐蚀则是其主要的表面损伤形式。氧和硫是影响镍基合金高温合金氧化抗力最有害的两种元素。氧化晶界扩散与晶界上的Cr。Al..。和Ti等元素发生化学反应形成氧化物，然后氧化物开裂，使疲劳裂纹萌生与扩展。硫以引起晶界脆化的方式加速疲劳裂纹的萌生与扩展。
涡轮转子叶片在工作中一直处于高温工作状态，因此热疲劳和高温蠕变性能也是涡轮转子叶片的重要失效抗力指标。
涡轮转子叶片主要是共振，在一般情况下很少出现颤振。
3.涡轮转子叶片受力分析
发动机在工作时，作用在涡轮转子叶片上的力主要有以下几种：叶片自身质量产生的离心力；作用在叶片上的弯曲应力；热应力；振动应力。
3.1叶片自身质量产生的离心力
涡轮叶片任一垂直于叶片轴线横截面上的离心拉应力，等于该截面上的离心力沿叶片轴线方向的分量与截面面积之比。常用数值积分法求不同截面上的离心拉伸应力，将叶片分成n 段，从叶尖到叶根有0，1，2，……，n，共n+1个截面，该叶片第i 个截面面积为Ai 则该截面上的离心拉伸应力离i 为
摘要 摘要 本论文着重论述了涡轮叶片的故障分析。首先引见了涡轮叶片的一些根本常识；对涡轮叶片的结构特点和工作特点进行了详尽的论述，为进一步分析涡轮叶片故障做铺垫。接着对涡轮叶片的系统故障与故障形式作了阐明，涡轮叶片的故障形式主要分为裂纹故障和折断两大类，通过图表的形式来阐述观点和得出结论；然后罗列出了一些实例（某型发动机和涡轮工作叶片裂纹故障、涡轮工作叶片折断故障）对叶片的故障作了详细剖析。最后通过分析和研究，举出了一些对故障的预防措施和排除故障的方法。 关键词：涡轮叶片论述，涡轮叶片故障及其故障类型，故障现象，故障原因，排除方法
ABSTRACT ABSTRACT This paper emphatically discusses the failure analysis of turbine blade.First introduced some basic knowledge of turbine blades;The structure characteristics and working characteristics of turbine blade were described in she wants,for the further analysis of turbine blade failure Then the failure and failure mode of turbine blades;Turbine blade failure form mainly divided into two major categories of crack fault and broken,Through the graph form to illustrate ideas and draw conclusions ;Then lists some examples(WJ5 swine and turbine engine blade crack fault,turbine blade folding section)has made the detailed analysis of the blade.Through the analysis and research,finally give the preventive measures for faults and troubleshooting methods. Key words: The turbine blades is discussed，turbine blade fault and failure type，The fault phenomenon，fault caus，Elimination method
航空发动机涡扇叶片及其成形工艺 涡扇发动机具有耗油率低、起飞动力大、噪音低和迎风面积大等特点。60年代中期，它只应用于客机和轰炸机，当时人们普遍认为，它很难在高速歼击机上应用。自70年代以来，带加力的高推比涡扇发动机的相继问世，使战斗机的性能提高到了一个新的水平，从而彻底改变了人们对涡扇发动机的偏见。90年代中期，又为第四代战斗机成功研制了推重比10带加力的涡扇发动机。与此同时，为满足发展巨型、远程运输机、宽机身客机的需要，国外先进的发动机厂家又研制成功了大推力、低耗油率、大流量比的涡扇发动机。时至今日，涡扇发动机已是应用数量最多、范围最广和最有发展前景的航空发动机。 风扇叶片是涡扇发动机最具代表性的重要零件，涡扇发动机的性能与它的发展密切相关。初期的风扇叶片材料为钛合金，具有实心、窄弦、带阻尼凸台结构。现今，风扇叶片在材料、结构方面已改进许多。为了增强刚性，防止振动或颤振，提高风扇叶片的气动效率，用宽弦结构代表了窄弦、带阻尼凸台结构；为了减轻重量，用夹芯或空心结构取代了实心结构；为了增大流量比，提高大推力涡扇发动机推进效率，风扇转子直径已增大到了3242mm，风扇叶尖速度已高达457m/s。而这些材料新、叶身长、叶弦宽、结构复杂的风扇叶片的成形工艺是非常复杂的。因此，风扇叶片的成形工艺始终是涡扇发动机的关键制造技术之一。 1早期风扇叶片 早期风扇叶片为大尺寸实心结构，为防止共振及颤振，它的叶身中部常带有一个阻尼凸台(又称减振凸台)。所有叶片的凸台连成一环状，既增强了刚性又改变了叶片固有频率，减小了叶根弯曲和扭转应力。阻尼凸台接合面喷涂有耐磨合金，当叶片振动时，接合面相互摩擦可起阻尼作用。阻尼凸台一般位于距叶根约整个叶片长度的50%～70%处。阻尼凸台的存在带来一系列问题，如：由于它的存在及它与叶身连接处的局部加厚，使流道面积减少约2%，使空气流量降低，造成气流压力损失，使压气机效率下降，发动机耗油率增加；增加了叶身重量，使叶片离心力负荷加大；使叶片制造工艺更加复杂。在有些风扇叶片上，为了增强抗外物撞击损伤能力，叶身上除了阻尼凸台以外，还有较厚的加强筋。 CFM56-3和CFM56-5发动机风扇转子直径约1700mm，风扇叶片长约600mm，由整体钛合金锻件经机械加工而成。风扇叶片毛坯先镦锻出叶根和阻尼凸台，经预锻成形，再精锻、切边。叶身成形可用数控铣、数控仿形磨、电解加工和抛光等工艺。随着叶片批量生产的增加，应尽量采用精锻法生产出钛合金风扇叶片的锻坯，以提高材料的利用率，减少机械加工工作量和提高风扇叶片的使用寿命。但生产这样大的风扇叶片精锻毛坯，需要使用昂贵的高精度的万吨级机械压力机或螺旋压力机，所需模具的尺寸大、精度也高。因此，精锻工序的成本很高。4钛合金宽弦无凸台空心风扇叶片5高韧性环氧复合材料风扇叶片
文件编号：TP-AR-L9234 In Terms Of Organization Management, It Is Necessary To Form A Certain Guiding And Planning Executable Plan, So As To Help Decision-Makers To Carry Out Better Production And Management From Multiple Perspectives. （示范文本） 编制：_______________ 审核：_______________ 单位：_______________ 大修航空发动机涡轮叶片的检修技术正式样本
大修航空发动机涡轮叶片的检修技 术正式样本 使用注意：该解决方案资料可用在组织/机构/单位管理上，形成一定的具有指导性，规划性的可执行计划，从而实现多角度地帮助决策人员进行更好的生产与管理。材料内容可根据实际情况作相应修改，请在使用时认真阅读。 介绍了涡轮叶片的清洗、无损检测、叶型完整性 检测等预处理，以及包括表面损伤修理、叶顶修复、 热静压、喷丸强化及涂层修复等在内的先进修理技 术。 涡轮叶片的工作条件非常恶劣，因此，在性能先 进的航空发动机上，涡轮叶片都采用了性能优异但价 格十分昂贵的镍基和钴基高温合金材料以及复杂的制 造工艺，例如，定向凝固叶片和单晶叶片。在维修车 间采用先进的修理技术对存在缺陷和损伤的叶片进行 修复，延长其使用寿命，减少更换叶片，可获得可观
的经济收益。为了有效提高航空发动机的工作可靠性和经济性，涡轮叶片先进的修理技术日益受到发动机用户和修理单位的重视，并获得了广泛的应用。 1.修理前的处理与检测 涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预处理和检测，以清除其表面的附着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评估，从而确定叶片的可修理度和采用的修理技术手段。 1.1清洗 由于涡轮叶片表面黏附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和(或)基体经过高温氧化腐蚀后所产生的热蚀层，一般统称为积炭。积炭致使涡轮效率下降，热蚀层会降低叶片的机械强度和叶片表面处理的工艺效果，同时积炭也掩盖了叶片表面的损伤，不便于检测。因此，叶片在进行检测和修理前，要清除积炭。
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术示范文本 In The Actual Work Production Management, In Order To Ensure The Smooth Progress Of The Process, And Consider The Relationship Between Each Link, The Specific Requirements Of Each Link To Achieve Risk Control And Planning 某某管理中心 XX年XX月
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术示 范文本 使用指引：此解决方案资料应用在实际工作生产管理中为了保障过程顺利推进，同时考虑各个环节之间的关系，每个环节实现的具体要求而进行的风险控制与规划，并将危害降低到最小，文档经过下载可进行自定义修改，请根据实际需求进行调整与使用。 介绍了涡轮叶片的清洗、无损检测、叶型完整性检测 等预处理，以及包括表面损伤修理、叶顶修复、热静压、 喷丸强化及涂层修复等在内的先进修理技术。 涡轮叶片的工作条件非常恶劣，因此，在性能先进的 航空发动机上，涡轮叶片都采用了性能优异但价格十分昂 贵的镍基和钴基高温合金材料以及复杂的制造工艺，例 如，定向凝固叶片和单晶叶片。在维修车间采用先进的修 理技术对存在缺陷和损伤的叶片进行修复，延长其使用寿 命，减少更换叶片，可获得可观的经济收益。为了有效提 高航空发动机的工作可靠性和经济性，涡轮叶片先进的修 理技术日益受到发动机用户和修理单位的重视，并获得了
广泛的应用。 1.修理前的处理与检测 涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预处理和检测，以清除其表面的附着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评估，从而确定叶片的可修理度和采用的修理技术手段。 1.1清洗 由于涡轮叶片表面黏附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和(或)基体经过高温氧化腐蚀后所产生的热蚀层，一般统称为积炭。积炭致使涡轮效率下降，热蚀层会降低叶片的机械强度和叶片表面处理的工艺效果，同时积炭也掩盖了叶片表面的损伤，不便于检测。因此，叶片在进行检测和修理前，要清除积炭。 1.2无损检测 在修理前，使用先进的检测仪器对叶片的叶型完整性
第四章燃气涡轮 1.航空燃气涡轮发动机中，涡轮有哪两种基本类型？ 答：按流动的方向，燃气涡轮分为轴流式涡轮与径向式涡轮两类。 3.从截面翼型的厚薄、曲率、叶冠或凸台、榫头、材料、冷却的几个方面看，涡轮工作叶片与压气机工作叶片的区别有哪些？ 答： 5.涡轮转子连接的基本要求是什么？ 答： （一）盘与轴联接：足够刚度，强度，不削弱盘与轴，以便能传负荷；盘与轴在装配及工作时应可靠的定心；联接处高热阻，减少盘向轴传热。 （二）盘与盘联接：除了强度与刚性，可靠定心之外，还要考虑级数与联接部分较多对整个涡轮转子的影响（减小热应力，便于拆装，减小振动）； （三）叶片与盘联接：要承受巨大的离心力、气体力和振动负荷，此外，还要求允许榫头自由膨胀，以减小热应力；另一方面，榫头传热要好。 7.列举枞树型榫头的优点。 答： （一）叶根与轮缘部分的材料利用合理，承力截面积大，承拉截面接近等强，因此这种榫头重量较轻； （二）榫头在轮缘所占的周向尺寸较小，因为在轮盘上可安装较多的叶片； （三）这种榫头可以有间隙地插入榫槽，允许榫头与轮缘受热后自由膨胀； （四）可以利用榫头的装配间隙通入冷却空气，对榫头和轮缘进行冷却； （五）拆装及更换叶片方便 9.涡轮机匣和压气机机匣相比的结构特点是什么？ 答：压气机机匣通常是圆柱形或圆锥形壳体，有整体式、分半式和分段式机匣。 涡轮机机匣和压气机机匣相比还借前后安装边分别与燃烧室及喷管连接。另外涡轮的径向间隙沿圆周均匀，并且要尽量减少机匣与涡轮叶片的径向间隙。 11.涡轮冷却系统的冷却对象有哪些？ 答：涡轮冷却系统的冷却对象有叶片榫头、涡轮盘、涡轮轴、涡轮叶片、第一级涡轮导向叶
航空发动机基础知识 航空发动机基础知识 涡轮喷气发动机的诞生 涡轮喷气发动机的诞生 二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。 这促生了全新的喷气发动机推进体系。喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。 早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气
推进只是一个空想。1930年，英国人弗兰克·惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。 涡轮喷气发动机的原理 涡轮喷气发动机的原理 涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。 涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。 工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。 压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。 随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。 高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化
航空发动机叶片材料及制造技术现状 在航空发动机中，涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位而被列为第一关键件，并被誉为“王冠上的明珠”。涡轮叶片的性能水平，特别是承温能力，成为一种型号发动机先进程度的重要标志，在一定意义上，也是一个国家航空工业水平的显著标志【007】。 航空发动机不断追求高推重比，使得变形高温合金和铸造高温合金难以满足其越来越高的温度及性能要求，因而国外自7O年代以来纷纷开始研制新型高温合金，先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的新材料；单晶高温合金已经发展到了第3代。8O年代，又开始研制了陶瓷叶片材料，在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。 1 航空发动机原理简介 航空发动机主要分民用和军用两种。图1是普惠公司民用涡轮发动机主要构件；图2是军用发动机的工作原理示意图；图3是飞机涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布；图4是罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布；图5为航空发动机用不同材料用量的发展变化情况。 图1 普惠公司民用涡轮发动机主要构件 图2 EJ200军用飞机涡轮发动机的工作原理
图3 商用涡轮发动机内的温度、气流速度和压力分布 图4 罗尔斯-罗伊斯喷气发动机内温度和材料分布 图5 航空发动机用不同材料用量的变化情况
1变形高温合金叶片 1.1 叶片材料 变形高温合金发展有50多年的历史，国内飞机发动机叶片常用变形高温合金如表1所示。高温合金中随着铝、钛和钨、钼含量增加，材料性能持续提高，但热加工性能下降；加入昂贵的合金元素钴之后，可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。 1.2 制造技术 生产工艺。变形高温合金叶片的生产是将热轧棒经过模锻或辊压成形的。模锻叶片主要工艺如下： （1）镦锻榫头部位； （2）换模具，模锻叶身。通常分粗锻、精锻两道工序；模锻时，一般要在模腔内壁喷涂硫化钼，减少模具与材料接触面之阻力，以利于金属变 形流动； （3）精锻件，机加工成成品； （4）成品零件消应力退火处理； （5）表面抛光处理。分电解抛光、机械抛光两种。 常见问题。模锻叶片生产中常见问题如下： （1）钢锭头部切头余量不足，中心亮条缺陷贯穿整个叶片； （2） GH4049合金模锻易出现锻造裂纹； （3）叶片电解抛光中，发生电解损伤，形成晶界腐蚀； （4） GH4220合金生产的叶片，在试车中容易发生“掉晶”现象；这是在热应力反复作用下，导致晶粒松动，直至剥落。 发展趋势。叶片是航空发动机关键零件．它的制造量占整机制造量的三分之一左右。航空发动机叶片属于薄壁易变形零件。如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。
航空发动机叶片涂层技术 一．涡轮叶片是先进航空发动机核心关键之一 航空发动机被称为现代工业“皇冠上的明珠”，航空发动机是飞机的“心脏”，价值一般占到整架飞机的20%-25%。目前，能独立研制、生产航空发动机的国家只有美、英、法、俄、中5个。但是，无论“昆仑”、“秦岭”发动机、还是“太行”系列，我国航空发动机的水平距离这一领域的“珠穆朗玛”依然存在不小的差距。美、俄、英、法四个顶级“玩家”能够自主研发先进航空发动机。西方四国由于对未来战场与市场的担忧，在航空发动机核心技术上一直对中国实施禁运和封锁。技术难关有很多。本人认为涡轮叶片是先进航空发动机的核心技术之一。 随着航空航天工业的发展，对发动机的性能要求越来越高，要使发动机具有高的推重比和大的推动力，所采用的主要措施是提高涡轮进口温度。国外在20世纪90年代，要求涡轮前燃气进口温度达1850-1950K。美国在IHPTET计划中要求：在海平面标准大气条件下，航空燃气涡轮机的的涡轮进口温度高达2366K。涡轮进口温度的提高要求发动机零件必须具有更高的抗热冲击、耐高温腐蚀、抗热交变和复杂应力的能力。对于舰载机，由于在海洋高盐雾环境下长期服役，要求发动机的叶片的耐腐蚀性更高；常在沙漠上飞行的飞机，发动机的叶片要具有更好的耐磨蚀。 众所周知：镍基和钴基高温合金具有优异的高温力学和腐蚀性
能，广泛用于制造航空发动机和各类燃气轮机的涡轮叶片（blade and vane）。就材质来看：各国的高温合金型号虽各不相同，但就相近成分的高温合金来说，其性能相近（生产工艺方法不同有也造成性能有大的差异）。好的高温合金的使用温度也只有1073K左右，为达到前面所说的要求温度，采用的方法有二：一是制成空心的叶片。空心叶片自20世纪60年代中期出现以来，经历了对流冷却、冲击冷却、气膜冷却以及综合冷却的发展历程，使进气口温度高出叶片材料约300—500℃，内腔的走向复杂化和细致化。这一步的改进仍难满足需要，且英国发展计划将取消冷却。二是涂层，常进行多材质多层次涂层。 PVT公司研究表明：军用直升机上的发动机叶片采用涂层，在沙漠上飞行，寿命可提高3倍左右，不仅大大降低了制造发动机叶片的成本，同时也使飞机的维护时间延长了两倍。 二．涡轮叶片的涂层 高温合金的生产方法或晶形结构对产品的性能是有很大影响的，如图1所示，GE公司20年前开始采用单晶高温合金制作战机用发 Fig.1 Comparative preperties of polycrystal,columnar and single-crystal superallys
发动机原理部分 进气道 1.进气道的功用： 在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地引入压气机; 2.涡轮发动机进气道功能 冲压恢复—尽可能多的恢复自由气流的总压并输入该压力到压气机。提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力 3.进气道类型： 亚音进气道：扩张型、收敛型；超音速：内压式、外压式、混合式 4.冲压比：进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值∏i=P1*/P0*。 影响进气道冲压比的因素：流动损失、飞行速度、大气温度。 5.$ 6.空气流量：单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 影响因素:大气密度, 飞行速度、压气机的转速 压气机 7.压气机功用：对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力。供给发动机工作时所需 要的压缩空气，也可以为坐舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩空气。8.压气机分类及其原理、特点和应用 （1）离心式压气机：空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动. （2）轴流式压气机：空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动. （3）混合式压气机： 9.阻尼台和宽叶片功用 阻尼台：对于长叶片，为了避免发生危险的共振或颤振，在叶身中部带一个减振凸台。 < 宽弦叶片：大大改善叶片减振特性。与带减振凸台的窄弦风扇叶片比，具有流道面积大，喘振裕度宽，及效率高和减振性好的优点。 10.压气机喘振： 是气流沿压气机轴向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象。 11.喘振的表现: 发动机声音由尖锐转为低沉，出现强烈机械振动. 压气机出口压力和流量大幅度波动，出现发动机熄火. 发动机进口处有明显的气流吞吐现象，并伴有放炮声. 12.造成喘振的原因 气流攻角过大，使气流在大多数叶片的叶背处发生分离。 燃烧室 13.| 14.燃烧室的功用及有几种基本类型 功用：用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。 分类：单管（多个单管）、环管和环形三种基本类型 15.简述燃烧室的主要要求点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、燃烧室出口温度场符合要 求、压力损失小、尺寸小、重量轻、排气污染少 16.环形燃烧室的结构特点、优缺点 结构特点：火焰筒和壳体都是同心环形结构，无需联焰管 优点：与压气机配合获得最佳的气动设计，压力损失最小；空间利用率最高，迎风面积最小；可得到均匀的出口周向温度场；无需联焰管，点火时容易传焰。 缺点：调试时需要大型气源；
发动机叶片 一、发动机与飞机 1.发动机种类 1）涡轮喷气发动机（WP）WP5、WP6、WP7、……WP13 2）涡轮螺桨发动机（WJ）WJ5、WJ6、WJ7 3）涡轮风扇发动机（WS）WS9、WS10、WS11 4）涡轮轴发动机（WZ）WZ5、WZ6、WZ8、WZ9 5）活塞发动机（HS）HS5、HS6、HS9 2.发动机的结构与组成 燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件以及燃油系统、滑油系统、空气系统、电器系统、进排气边系统及轴承传力系统等组成。（发动机的整体构造如下图1）三大部件中除燃烧外的压气机与涡轮都是由转子和静子构成，静子由内、外机匣和导向（整流）叶片构成；转子由叶片盘、轴及轴承构成，其中叶片数量最多（见表1～5） 3. 工作原理：发动机将大量的燃料燃烧产生的热能，势能给涡
轮导向器斜切口膨胀产生大量的动能，其一部分转换成机械功驱动压气机和附件，剩余能由尾喷管膨胀加速产生推力。 热力过程：用p-υ或T-S 图来表示发动机的热力过程： 4. 发动机是飞机的动力，也是飞机的心脏，不同用途的飞机配备不同种类的发动机。如： 1） 军民用运输机、轰炸机、客机、装用WJ 、WS 、WP 类发 动机。 2） 强击机、歼击机、教练机、侦察机、装用WP 、WS 、HS 类发动机。 3） 军民用直升机装用WZ 类发动机。 二、 叶片 在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，
解决方案编号：YTO-FS-PD367 大修航空发动机涡轮叶片的检修技术 通用版 The Problems, Defects, Requirements, Etc. That Have Been Reflected Or Can Be Expected, And A Solution Proposed T o Solve The Overall Problem Can Ensure The Rapid And Effective Implementation. 标准/ 权威/ 规范/ 实用 Authoritative And Practical Standards
大修航空发动机涡轮叶片的检修技 术通用版 使用提示：本解决方案文件可用于已经体现出的，或者可以预期的问题、不足、缺陷、需求等等，所提出的一个解决整体问题的方案（建议书、计划表），同时能够确保加以快速有效的执行。文件下载后可定制修改，请根据实际需要进行调整和使用。 介绍了涡轮叶片的清洗、无损检测、叶型完整性检测等预处理，以及包括表面损伤修理、叶顶修复、热静压、喷丸强化及涂层修复等在内的先进修理技术。 涡轮叶片的工作条件非常恶劣，因此，在性能先进的航空发动机上，涡轮叶片都采用了性能优异但价格十分昂贵的镍基和钴基高温合金材料以及复杂的制造工艺，例如，定向凝固叶片和单晶叶片。在维修车间采用先进的修理技术对存在缺陷和损伤的叶片进行修复，延长其使用寿命，减少更换叶片，可获得可观的经济收益。为了有效提高航空发动机的工作可靠性和经济性，涡轮叶片先进的修理技术日益受到发动机用户和修理单位的重视，并获得了广泛的应用。 1.修理前的处理与检测 涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预处理和检测，以清除其表面的附着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评估，从而确定叶片的可修理度和采用的修理技术
发动机叶片 一、 发动机与飞机 1. 发动机种类 1） 涡轮喷气发动机（WP ）WP5、WP6、WP7、……WP13 2） 涡轮螺桨发动机（WJ ）WJ5、WJ6、WJ7 3） 涡轮风扇发动机（WS ）WS9、WS10、WS11 4） 涡轮轴发动机（WZ ）WZ5、WZ6、WZ8、WZ9 5） 活塞发动机（HS ）HS5、HS6、HS9 2. 发动机的结构与组成 燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件以及燃油系统、滑油系统、空气系统、电器系统、进排气边系统及轴承传力系统等组成。（发动机的整体构造如下图1）三大部件中除燃烧外的压气机与涡轮都是由转子和静子构成，静子由内、外机匣和导向（整流）叶片构成；转子由叶片盘、轴及轴承构成，其中叶片数量最多（见表1～5） 3. 发动机工作原理及热处理过程
工作原理：发动机将大量的燃料燃烧产生的热能，势能给涡轮导向器斜切口膨胀产生大量的动能，其一部分转换成机械功驱动压气机和附件，剩余能由尾喷管膨胀加速产生推力。 热力过程：用p-υ或T-S 图来表示发动机的热力过程： 4. 飞机与发动机 发动机是飞机的动力，也是飞机的心脏，不同用途的飞机配备不同种类的发动机。如： 1） 军民用运输机、轰炸机、客机、装用WJ 、WS 、WP 类发 动机。 2） 强击机、歼击机、教练机、侦察机、装用WP 、WS 、HS 类发动机。 3） 军民用直升机装用WZ 类发动机。 二、 叶片 在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的 叶片完成对气体的
压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，而且是故障多发的零件，一直以来各发动机厂的生产的关键，因此对其投入的人力、物力、财力都是比较大的，而且国内外发动机厂家正以最大的努力来提高叶片的性能，生产能力及质量满足需要。 1.叶片为什么一定要扭 在流道中，由于在不同的半径上，圆周速度是不同的，因此在不同的半径基元级中，气流的攻角相差极大，在叶尖、由于圆周速度最大，造成很大的正攻角，结果使叶型叶背产生严重的气流分离；在叶根，由于圆周速度最小，造成很大的负攻角，结果使叶型的叶盆产生严重的气流分离。因此，对于直叶片来说。除了最近中径处的一部分还能工作之外，其余部分都会产生严重的气流分离，也就是说，用直叶片工作的压气机或涡轮，其效率极其低劣的，甚至会达到根本无法运转的地步。 发动机叶片数量统计如下（以WJ6、WS11为例）表： 1.WJ6 压气机叶片数量见表1 表1 涡轮叶片数量见表2 表2
航空发动机叶片CAD技术综述
pressure and high load conditions, but also with h i g h e f f i c i e n c y,s m a l l s i z e a n d l o w w e i g h t c h a r a c t e r i s t i c s. This paper introduces the major aero-engine blades CAD technology. Key Words：Aero-engine, Blades, CAD 1.引言 航空发动机是飞机的“心脏”。航空发动机研制技术复杂，投资巨大，周期长。各国航空发动机行业在突破航空发动机设计技术、材料科学技术和制造技术的同时，广泛采用CAD技术，大力推进产品的信息化。航空发动机叶片是航空燃气涡轮发动机中的关键零件，其中的高压涡轮叶片更是被誉为“现代制造业皇冠上的明珠”，不仅因为其单个产品上万美元的价值，更因其集中体现了各项性能设计要求之间的矛盾。航空发动机叶片属于功能和结构都比较复杂 的产品，既要工作在高温、高压和高负荷的条件下，又要具有高效率、小体积和低重量的特点。因此，航空发动机叶片设计问题受到行业内的重
点关注。 2.国外航空发动机CAD技术简介 2.1 GE公司 20世纪60年代后期开始了CAD技术在航空发动机研发中的应用，1980年建立了飞机发动机部门的CIMS，使生产率提高、成本降低。1985年，在发动机设计优化技术基础上，着手开发了一个用于设计优化、自动化集成优化的软件平台Engineous，将Engineous与自主研发的涡轮设计软件和非设计状态分析系统TDOD、压气机设计软件CUS等集成，在压气机和涡轮的国内已开始有关这方面的研究开发工作，但没形成系列化产品。2000年海尔集团与哈尔滨工业大学，共同组建机器人技术有限公司。2002年哈尔滨工业大学机器人研究所成功研制出智能吸尘机器人。浙江大学早在1996年之前就开始了智能吸尘机器人的研究，在路径规划算法、多传感器信息融合等技术领域取得了一定的成果。其他一些国内知名大学和自动化研究所等科研单位也陆续涉足吸尘机器人领域并先后制造出了自己的试验样机。2.2 RR公司 20世纪60年代中期，开始在叶片的设计中
文件编号：GD/FS-9175 （解决方案范本系列） 大修航空发动机涡轮叶片的检修技术详细版 A Specific Measure To Solve A Certain Problem, The Process Includes Determining The Problem Object And Influence Scope, Analyzing The Problem, Cost Planning, And Finally Implementing. 编辑：_________________ 单位：_________________ 日期：_________________
大修航空发动机涡轮叶片的检修技 术详细版 提示语：本解决方案文件适合使用于对某一问题，或行业提出的一个解决问题的具体措施，过程包含确定问题对象和影响范围，分析问题，提出解决问题的办法和建议，成本规划和可行性分析，最后执行。，文档所展示内容即为所得，可在下载完成后直接进行编辑。 介绍了涡轮叶片的清洗、无损检测、叶型完整性检测等预处理，以及包括表面损伤修理、叶顶修复、热静压、喷丸强化及涂层修复等在内的先进修理技术。 涡轮叶片的工作条件非常恶劣，因此，在性能先进的航空发动机上，涡轮叶片都采用了性能优异但价格十分昂贵的镍基和钴基高温合金材料以及复杂的制造工艺，例如，定向凝固叶片和单晶叶片。在维修车间采用先进的修理技术对存在缺陷和损伤的叶片进行修复，延长其使用寿命，减少更换叶片，可获得可观的经济收益。为了有效提高航空发动机的工作可靠性
和经济性，涡轮叶片先进的修理技术日益受到发动机用户和修理单位的重视，并获得了广泛的应用。 1.修理前的处理与检测 涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预处理和检测，以清除其表面的附着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评估，从而确定叶片的可修理度和采用的修理技术手段。 1.1清洗 由于涡轮叶片表面黏附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和(或)基体经过高温氧化腐蚀后所产生的热蚀层，一般统称为积炭。积炭致使涡轮效率下降，热蚀层会降低叶片的机械强度和叶片表面处理的工艺效果，同时积炭也掩盖了叶片表面的损伤，不便于检测。因此，叶片在进行检测和修理前，要清除积炭。 1.2无损检测
1.航空发动机研制和发展面临的特点不包括下列哪项（）。 A.技术难度大 B.研制周期长 C.费用高 D.费用低 正确答案:D 试题解析:发动机研制开发耗费昂贵。 2.航空发动机设计要求包括（）。 A.推重比低 B.耗油率高 C.维修性好 D.可操纵性差 正确答案:C 试题解析:航空发动机设计要求其推重比高、耗油率低、可操纵性好、维修性好。 3.下列哪种航空发动机不属于燃气涡轮发动机（）。 A.活塞发动机 B.涡喷发动机 C.涡扇发动机 D.涡桨发动机 正确答案:A 试题解析:活塞发动机不属于燃气涡轮发动机，二者结构、原理不同。 4.燃气涡轮发动机的核心机由压气机、燃烧室和（）组成。 A.进气道 B.涡轮 C.尾喷管 D.起落架 正确答案:B 试题解析:压气机、燃烧室和涡轮并称为核心机。 5.活塞发动机工作行程不包括（）。 A.进气行程 B.压缩行程 C.膨胀行程 D.往返行程 正确答案:D 试题解析: 活塞发动机四个工作行程：进气、压缩、膨胀、排气。 6.燃气涡轮发动机的主要参数不包括下列哪项（）。 A.推力 B.推重比 C.耗油率 D.造价 正确答案:D 试题解析:造价不是发动机性能参数。 7.对于现代涡扇发动机，常用（）代表发动机推力。 A.低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比
B.高压涡轮出口总压与压气机进口总压之比 C.高压涡轮出口总压与低压涡轮出口总压之比 D.低压涡轮出口总压与低压涡轮进口总压之比 正确答案:A 试题解析:低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比用来表示涡扇发动机推力。 8.发动机的推进效率是（）。 A.单位时间发动机产生的机械能与单位时间内发动机燃油完全燃烧时放出的热量之比。 B.发动机的推力与动能之比。 C.发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。 D.推进功率与单位时间内发动机加热量之比。 正确答案:C 试题解析:发动机的推进效率是发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。 9.航空燃气涡轮发动机是将（）。 A.动能转变为热能的装置 B.热能转变为机械能的装置 C.动能转变为机械能的装置 D.势能转变为热能的装置 正确答案:B 试题解析:航空燃气涡轮发动机是将热能转变为机械能的装置。 10.航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标是（）。 A.单位推力 B.燃油消耗率 C.涡轮前燃气总温 D.喷气速度 正确答案:B 试题解析:燃油消耗率是航空燃气涡轮喷气发动机经济性的指标。 11.气流马赫数（）时，为超音速流动。 A.小于1 B.大于0 C.大于1 D.不等于1 正确答案:C 试题解析:气流马赫数大于1时，为超音速流动。 12.燃气涡轮喷气发动机产生推力的依据是（）。 A.牛顿第二定律和牛顿第三定律 B.热力学第一定律和热力学第二定律 C.牛顿第一定律和付立叶定律 D.道尔顿定律和玻尔兹曼定律 正确答案:A 试题解析:燃气涡轮喷气发动机产生推力的依据是牛顿第二定律和牛顿第三定律。 13.燃气涡轮喷气发动机出口处的静温一定（）大气温度。 A.低于 B.等于 C.高于
龙源期刊网 https://www.doczj.com/doc/bd17885285.html, 航空发动机涡轮冷却原理分析 作者：张金璐 来源：《科技资讯》2018年第14期 摘要：燃气涡轮技术包括涡轮气动设计技术、传热分析，冷却技术、工艺材料技术和实 验技术等许多技术，它是一个高、新、精技术的综合体。本文介绍了航空发动机涡轮冷却控制系统及其故障检查方法，该系统功用实在接近发动机最大工作状态下，提供和撤销冷却涡轮用的附加空气流量，保证涡轮正常工作。 关键词：冷却控制附件冷却空气涡轮 中图分类号：V263.6 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2018）05（b）-0000-00 1 典型的冷却方式 目前燃气轮机采用的冷却而方式有对流冷却、冲击冷却、气膜冷却、气膜-对流冷却以及对流-冲击-气膜相结合的复合冷却方式，笔者就其中2种加以粗浅分析。 气膜冷却：冷却空气通过物体壁面上按一定方式分布的孔或缝隙流出，在高温燃气和物体壁面形成一层低温隔热气膜以减少高温燃气对物体的换热。这是一种在被冷却的涡轮叶片表面上排气的冷却系统，当温度大于1500-1600K时，涡轮叶片均采用气膜冷却。该冷却效果可达650℃以上，是现代涡轮高温部件的主要冷却方式。 对流冷却：冷却气流流过被冷却的物体表面时，通过对流换热，带走部分热量，使其降温的冷却方式。这是最简单的冷却方式，最大冷却效果可达250℃以上。 冲击冷却：又称为喷射冷却，是冷却气流垂直冲击被冷却物体表面的对流冷却，属于对流冷却的一个分支。冲击冷却比一般对流冷却效果高出好几倍。冲击冷却大多用来冷却受热最严重而冷却条件又差的领域。 2 涡轮冷却目的 提高涡轮前温度，以提高发动机性能。 在涡轮前温度给定的情况下，降低零件温度到允许的范围内，以保证这些零件具有必要的机械强度。 使零件内温度场均匀，以减小零件中的热应力，以涡轮盘为例，由于沿半径温度不均匀造成的热应力很大，可达1000-3000千克力/厘米2，甚至更大。
航空材料 ——之发动机涡轮叶片 班级：发动机1102
航空材料与热处理论文 ----飞机发动机涡轮叶片 引言 近半个多世纪以来, 航空发动机技术取得了巨大的进步, 军用发动机推重比从初期的2~ 3提高到10甚至20, 这就对材料和制造技术的发展提出了更高的要求。航空发动机涡轮叶(包括涡轮工作叶片和导向叶片)是航空发动机中承受温度载荷最剧烈和工作环境最恶劣的部件之一, 在高温下要承受很大、很复杂的应力, 因而对其材料的要求极为苛刻。自20世纪四十年代以来, 对航空发动机涡轮叶片用材料, 国内外都投入了大量的人力、物力进行研究, 研制出了不同的系列, 满足了航空发动机发展的需求。 关键词：涡轮叶片；防腐与维护；K403合金；热处理；显微组织 一、国外概况 航空发动机涡轮叶片用材料最初普遍采用变形高温合金。随着材料研制技术和加工工艺的发展,铸造高温合金逐渐成为涡轮叶片的候选材料。美国从20世纪50年代后期开始尝试使用铸造高温合金涡轮叶片, 前苏联在60年代中期应用了铸造涡轮叶片, 英国于70年代初采用了铸造涡轮叶片。而航空发动机不断追求高推重比, 使得变形高温合金和铸造高温合金难以满足其越来越高的温度及性能要求, 因而国外自70年代以来纷纷开始研制新型高温合金, 先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的新材料; 单晶高温合金已经发展到了第3代。80年代, 又开始研制了陶瓷叶片材料, 在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。 二、中国概况 中国高温合金的研制始于1956年。1957年成功研制出第1种涡轮叶片材料GH4033, 但是, 由于当时生产水平较低, 工艺未完善, 航空发动机制造用材料基本上是从前苏联进口的。直至60年代初, 由于中苏关系恶化, 无法从前苏联进口材料, 发动机的生产面临材料短缺。在此情况下, 中国相关部门联合开展技术攻关, 解决了GH4033、GH4037、GH4049等材料的生产质量和工艺问题, 开始书写了研制中国发动机涡轮叶片用变形高温合金的新篇章。在变形高温合金成功研制的基础上, 中国又相继研制了K403、K405、K417、K418 和K423 等一系列等轴晶铸造高温合金, 满足了国内航空发动机生产以铸造代锻造, 使导向叶片和涡轮叶片铸造化的要求, 并在70 年代应用于航空发动机制造。70年代末, 中国开始了定向凝固柱晶高温合金、单晶高温合金、金属间化合物基高温合金等新材料的研制工作, 先后研制成功了DZ4、DZ22、DZ125等定向凝固柱晶高温合金,
Copyright ? 2000-2006. All rights reserved SoftInW ay, In c., 35 Corpo rate Dr., Burlington, MA 01803. Tel: (781)685-4942 https://www.doczj.com/doc/bd17885285.html, TURBOMACHINERY DESIGN WITH AxSTREAM? DESIGN OF THE 43.3" LSB The Design of the Last Stage (L-0) of the steam turbine LP is a compromise between creating the aerodynamically perfect set of blade profiles and making it fitted the requirements of durability and reliability. This takes a large amount of time and efforts, requires high skilled designers and is a real bottle-neck of a whole design process. AxSTREAM ? provides designers with the complex solution of gasdynamic / structural design and optimization for L-0. Additionally, the airfoils profiling / stacking with regard to the stresses caused by the centrifugal forces and aerodynamic loads are performed. The result of design with AxSTREAM ? is a 3D model of blade surface and geometry representation suitable to immediate building the models for 3D CFD simulation with CFX and FLUENT. The design capabilities provided by AxSTREAM ? dramatically reduce time consumption for the L-0 stage design. The link below leads to an example of AxSTREAM ?-aided design of the 43.31" blade (D/l = 2.37) at 3000rpm. The stage power is 19 MW, efficiency - 62 %. Totally, the design procedure takes near 30 hours. At that, 12 hours have been spent on calculation and optimization of the stage with concern on the flow irregularity along the blade height, while the rest of time was dedicated to the airfoils profiling considering actual flow characteristics, stress distribution and smoothness of the blade surface.