航空发动机的分类及不同分类在飞机上的应用:
1.涡轮喷气发动机,简称涡喷:
涡喷发动机适用范围较广,从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用,主要还就是应用于高速领域,如军用战斗机。(第三代战斗机以前)对于战斗机来说,为了提高发动机推力,获得良好的加速性能,某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室,通过加力燃烧室喷出燃油,与经过涡轮的燃气混合燃烧,产生额外的推力。
2.涡轮螺旋桨发动机,简称涡桨:
在燃气发生器出口增加动力涡轮,涡桨发动机将燃气发生器产生的可用功大部分全部从动力涡轮轴上输出,通过减速器驱动飞机的螺旋桨产生拉力;可用功的少部分作为燃气的动能从尾喷管喷出,产生较小的反作用推力。显然,飞机的螺旋桨就是发动机的主要推进器。
涡桨发动机涵道比较高,在低速时拥有较高的效率,但就是,由于桨叶的限制,使得在发动机达到或者接近亚音速领域的时候,叶尖可能会达到或者超过音速,产生激波等,所以大大限制了飞机速度的提高。涡桨发动机在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。
3.涡轮风扇发动机,简称涡扇:
外涵道压气机叶片就是将内涵道压气机叶片向外延伸,习惯上将内外涵公用的压气机称为风扇。涡扇发动机涵道比较低,所以高速告诉性能不足。而为了提高压气机的增压比,导致出现了压气机喘振、过热等故障,所以有了双转子、多转子…涡扇发动机就是当今的主流。
4.涡轮轴发动机,简称涡轴:
涡轴发动机相对于涡扇来说,相当于将风扇变成了直升机的旋翼。,所以主要适用于直升
机与垂直/短距起落飞机上。
发动机转子的基本结构形式:
就结构设计来讲,航空压气机与一般压气机相比,主要特点就是转速高,每分钟可达数千或数万转。在高转速情况下,若零件型面或传力方案设计不当,其工作时就有破坏、损坏的危险。若转子零、组件的定心方案不妥, 转子装配不当,平衡不好,横向刚性不足,当压气机高转速工作时,转子就会发生剧烈振动而影响发动机工作。
压气机转子方案设计所遵循的基本原则:在考虑重量轻、尺寸小、结构简单、工艺性好的前提下,转子零、组件及其连接处应保证可靠的承受载荷与传力,具有良好的定心与平衡性、足够的刚性。
压气机转子的基本形式有三种:鼓式、盘式与鼓盘式。
a、鼓式
b、盘式
c、加强的盘式
d、鼓盘式
鼓式转子的基本构件就是一圆柱形、橄榄形或者圆锥形鼓筒(视气流通道形式而定),借安
装边与螺栓与前后半轴相连。在鼓筒外表面加工有环槽或者纵槽,用来安装转子叶片。作用在转子上的主要负荷(叶片与鼓心的离心力、弯矩与扭矩)由鼓筒承受与传递。鼓式转子的优点就是抗弯刚性好,结构简单,但就是承受离心载荷能力差,故只能在圆周速较低(不大于180~200m/s)的条件下使用。
在高涵道比涡扇发动机中,风扇后的增压压气机连接到风扇转子上,由于风扇转子转速低,而增压压气机直径小,鼓筒的圆周速度较低,故能满足强度要求;因此,在高涵道比涡扇发动机中,增压压气机广泛采用鼓式转子。
盘式转子由一根轴与若干个轮盘组成,用轴将各级轮盘联成一体。盘缘有不同形式的槽用来安装转子叶片。盘心加工成不同的形式,即用不同的方法在共同的轴上定心与传扭。转子叶片与轮盘的离心力由轮盘承受,转子的抗弯刚性由轴保证。盘式转子的优点就是承受离心载荷能力强,但就是抗弯特性差。为了提高转子的抗弯特性,在盘式转子中,盘缘间添加了定距环(主要起加强转子弯曲刚性的作用,基本不传递扭矩),并将轴的直径加粗。,称为加强的盘式转子(或盘轴式转子)。盘式转子抗弯刚性差,容易产生振动。目前这种转子只用在单盘转子或小流量压气机上。
鼓盘式转子由若干个轮盘、鼓筒与前后半轴组成。盘缘有不同形式的槽用来安装转子叶片。级间联接可用焊接、径向销钉、轴向螺栓或拉杆。转子叶片、轮盘与鼓筒的离心力由轮盘与鼓筒共同承受,扭矩经鼓筒逐级传给轮盘与转子叶片,转子的横向刚性由鼓筒与连接件保证。
鼓盘式转子兼有鼓式转子的抗弯特性与盘式转子的承受大离心载荷的,因此得到广泛应用,特别就是在现代涡轮发动机的高压压气机上。鼓盘式转子的结构方案繁多,按其级间联接的特点,可分为不可拆卸的转子、可拆卸的转子与部分不可拆卸的混合式转子三大类。
1.不可拆卸的鼓盘式转子
级间联接常采用圆柱面紧密配合加径向销钉联接与焊接两种方法,这两种方法在完成装配后都不可能再进行无损分解。
销钉联接利用热胀冷缩原理使圆柱面配合后产生紧度,圆柱面加径向销钉保证转子联接后的定心,靠径向销钉与配合面摩擦力传递扭矩。优点就是结构简单,工作可靠,加工方便,缺点就是转子的零件较多,制造偏差会影响转子的定心与平衡。而且不便于多次拆装与维修。
焊接转子一般采用电子束焊或摩擦焊。焊接的转子不需要连接件,直接在焊接过程中
保证定心,因此可以有效减轻结构重量,提高转子可靠性。但就是采用焊接方法,需要大型的专用数控焊接设备与科学的工装、工艺来保证。
2.可拆卸的鼓盘式转子
将在装配之后可以根据使用与维修的需要再进行无损分解的转子称为可拆卸转子。
可拆卸的鼓盘式转子由用拉杆式联接、短螺栓联接与长螺栓联接等几种。
拉杆式联接的可拆卸鼓盘式转子就是用若干根拉杆将轮盘、鼓筒与半轴等基本构件联成一体。工作时,转子各级间联接的可靠性与整体刚度依靠拉杆的拉紧力来保证。
也可以将鼓筒与盘做成一体,然后用短螺栓相互连接转子。这样不仅减少了大型零件的数目,使结构大大简化,而且还可以按照设计者的需要安排鼓筒的位置,把转子的可拆卸性发挥到极致。但就是使用的连接件多,螺栓的离心力会增加轮盘的强度负荷,转子的平衡性需精心控制,从进一步减轻结构重量与提高转子工作可靠性来说不就是最可取的。
长螺栓联接各级轮盘间都夹着一个等直径的鼓筒,鼓筒与盘靠圆柱面定位,用一组长螺杆将鼓筒与各级轮盘拉紧,靠端面摩擦传扭。为了防止鼓筒在夹紧时发生变形以致影响级间封气,在鼓筒与长螺杆间还装有衬套。
3.混合式的鼓盘转子
混合式的鼓盘转子由若干大段组成,每一大段就是由若干级焊接而成的不可拆卸转子,而大段之间就是通过短螺栓联接而成的不可拆卸的转子。这种形式的转子结构,兼有不可拆洗与可拆卸转子的优点,对制造技术与装配工艺的要求不就是太高,同时给设计者提供了广阔的选择空间。目前发动机的高压压气机转子中采用的最多的还就是混合式转子。
转子支承方案:
发动机中,转子采用几个支承结构(简称支点)、支点形式、安排在何处,这些就就是转子支承方案设计时需要解决的问题。为表示转子支点数目型式与位置,常用两条横线与三个数字表示,如a——b——c。前后两条横线分别代表压气机转子与涡轮转子,两条横线前后及中间的数字表示支点的数目。
一、单转子支承方案:
1.四支点支承方案
压气机转子及涡轮转子分别有两个支点支承,且各自有承受轴向载荷的止推支点(滚珠轴承),二转子间采用浮动套齿A传递扭矩。考虑到两个转子的四个支点很难做到同心,因此采用了浮动套齿联轴器。但就是这样导致压气机转子的气体轴向负荷很大而根本没办法使用。于就是,有了下图所示的支承结构。
克服了转子需要多个滚珠轴承的缺点。此处置于压气机后,用于联接压气机与涡轮转子的联轴器不仅传递扭矩而且传递轴向负荷。四个支点仅需一个止推支点来传递两个转子轴向负荷之差。但就是很难做到四个支点同心。
2.三支点支承方案
当涡轮支点与前二支点的轴向不同轴时,要求联轴器能够正常的工作,要求二轴间有一个允许偏斜角。要求联轴器做成铰接形式,不承受弯矩。
当涡轮级数过多时,为了改善涡轮转子悬臂状态,可以采用上图方式。联轴器须采用柔性联轴器。
3.二支点支承方案
在发动机转子刚性足够的条件下(压气机级数少,燃烧室轴向尺寸短、转子跨度小且轴足够粗),可以采用二支点支承。
1——0——1与1——1——0支承方案中,转子均无悬臂结构,纵向刚性较好,支点距离较大。
1——1——0与0——2——0支承方案中,支点距离较近,转子处于悬臂状态;
另外,为了安装轴承,压气机与涡轮轴的直径也会受到限制。
二、多转子支承方案
多转子发动机,转子数目多、支承数目多,低压转子要从高压转子中穿过,结构复杂。原则上可以将各转子分离开,按照单转子进行处理。
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
一、填空题（请把正确答案写在试卷有下划线的空格处） 容易题目 1.推力是发动机所有部件上气体轴向力的代数和。 2.航空涡轮发动机的五大部件为进气装置；压气机；燃烧室；涡轮和排气装置； 其中“三大核心”部件为：压气机；燃烧室和涡轮。 3.压气机的作用提高空气压力，分成轴流式、离心式和组合式三种 4.离心式压气机的组成：离心式叶轮，叶片式扩压器，压气机机匣 5.压气机增压比的定义是压气机出口压力与进口压力的比值，反映了气流在压气 机内压力提高的程度。 6.压气机由转子和静子等组成，静子包括机匣和整流器 7.压气机转子可分为鼓式、盘式和鼓盘式。 8.转子（工作）叶片的部分组成：叶身、榫头、中间叶根 8.压气机的盘式转子可分为盘式和加强盘式。 9.压气机叶片的榫头联结形式有销钉式榫头；燕尾式榫头；和枞树形榫头。 10.压气机转子叶片通过燕尾形榫头与轮盘上燕尾形榫槽连接在轮盘。 11压气机静子的固定形式燕尾形榫头；柱形榫头和焊接在中间环或者机匣上。 12压气机进口整流罩的功用是减小流动损失。 13.压气机进口整流罩做成双层的目的是通加温热空气
14.轴流式压气机转子的组成盘；鼓（轴）和叶片。 15.压气机进口可变弯度导流叶片(或可调整流叶片)的作用是防止压气机喘振。 16.压气机是安装放气带或者放气活门的作用是防止压气机喘振 17.采用双转子压气机的作用是防止压气机喘振。 18压气机机匣的基本结构形式：整体式、分半式、分段式。 19压气机机匣的功用：提高压气机效率；承受和传递的负载；包容能力 20整流叶片与机匣联接的三种基本方法：榫头联接；焊接；环 21.多级轴流式压气机由前向后，转子叶片的长度的变化规律是逐渐缩短。 22.轴流式压气机叶栅通道形状是扩散形。 23.轴流式压气机级是由工作叶轮和整流环组成的。 24.在轴流式压气机的工作叶轮内，气流相对速度减小，压力、密度增加。 25.在轴流式压气机的整流环内，气流绝对速度减小，压力增加。 26.叶冠的作用：①可减少径向漏气而提高涡轮效率；②可抑制振动。 27.叶身凸台的作用：阻尼减振，避免发生共振或颤震，降低叶片根部的弯曲扭 转应力（防止叶片振动）。 28.涡轮工作条件：燃气温度高，转速高，负荷高，功率大 29.涡轮的基本类型：轴流式涡轮，径向式涡轮
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
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
编订：__________________ 单位：__________________ 时间：__________________ 大修航空发动机涡轮叶片 的检修技术 Deploy The Objectives, Requirements And Methods To Make The Personnel In The Organization Operate According To The Established Standards And Reach The Expected Level. Word格式 / 完整 / 可编辑
文件编号：KG-AO-4381-88 大修航空发动机涡轮叶片的检修技 术 使用备注：本文档可用在日常工作场景，通过对目的、要求、方式、方法、进度等进行具体、周密的部署，从而使得组织内人员按照既定标准、规范的要求进行操作，使日常工作或活动达到预期的水平。下载后就可自由编辑。 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
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
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。
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
航空发动机叶片裂纹检测技术及应用分析 航空发动机作为飞机动力的核心，是体现飞机性能的标准之一。大多采用复杂型面叶片，在运行过程中因为会受到应力、离心力已于弯矩应力的影响，所以容易生成疲劳裂纹、层间分离等损伤。这种损伤会降低航空发动机的性能，给装备带来安全隐患，甚至会引发灾难。因此发展、使用高效的检测技术是解决这类问题的关键。 大部分应用于航空发动机叶片检测的方法主要有孔探法以及常规的检测方法如磁粉、射线、涡流电磁法，其中孔探法是发动机外场检测应用最多的一种技术，这种技术检测时间长，对人力的要求很高，并且操作过程较为复杂且必须十分谨慎。常规的检测方法对复杂曲面结构缺陷的检测存在这一定的局限性。近年来已出现一些高效的无损检测方法如声波/超声波检测、电磁超声非线性检测、相控阵检测等已经逐步应用于发动机叶片的探伤。红外热成像技术亦是较为先进的无损检测技术之一，它主要是通过对被测结构件表面的温度变化进行捕捉，利用红外热成像仪采集表面因温度变化而产生的红外信号检测的。 红外热成像技术是用超声波对工件表面积局部进行激励进而进行加热，通过热成像仪捕捉裂纹区域的局部红外图像。由于在固体器件中超声波传播速度快，所以从发出激励信号到采集到反馈信号是极短时间的过程，又因为深度、裂纹大小不同，红外信号传播到试件表面并得到反馈是随着时间、裂纹规模变化的，最后经过图像处理可以对试件的裂纹进行识别与定位。 1 检测原理及方法概述 1.1 检测原理概述 超声红外热成像检测技术的原理是先将低频高能的超声波注入被测零件，被测零件会产生小幅的机械振动，如果存在裂纹，那么由于裂纹两侧因震动频率不同（即出现相位差）而出现部分热效应（即
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，
航空发动机转子叶片装配工艺设计1概述 大涵道比涡扇发动机普遍追求大推力、大功率等性能指标。为了驱动大风扇、提高效率，涡轮结构一般采用多级低压涡轮。［1］低压涡轮转子叶片作为其中重要零件之一，不仅加工难度大，制造成本昂贵，工作时又需要在高温高压状态下运转，承载受力大，工况复杂。［2］面对如此恶劣的条件，转子叶片表面微小的损伤都极有可能被催化放大，进而产生裂纹、掉块等故障，严重威胁发动机可靠性和稳定性。因此无论从控制投入成本、生产周期亦或保障发动机性能角度考虑，转子叶片的表面质量都需要全方位严加要求。由于结构设计特殊性，低涡转子叶片榫头安装到盘组件榫槽时，需要克服一定阻力。为避免施加装配外力造成转子叶片表面损伤，国外安装转子叶片采用专用装配工艺，而国内在该工艺研究方面一直处于瓶颈状态。［3-4］目前国内采用手动敲击叶片的装配方式，易造成叶片损伤、叶冠错齿等情况，存在安全隐患，影响装配质量。本文基于对多级低压涡轮盘片组件的结构分析，提供了一种转子叶片的新型装配工艺，操作方式简单，在一定程度上降低了装配应力，确保发动机装配质量和性能。 2结构分析 锯齿形叶冠为发动机低压涡轮转子叶片常用叶冠形状。由于相邻叶片间叶冠锯齿存在咬合，因此该型叶冠叶片在盘组件上的装分操作，需要整圈叶片沿盘组件同时轴向移动方能实现。图1低涡转子叶片装配结构示意图受机件加工误差、叶片间相互约束等因素影响，整圈叶
片需克服一定阻力才能沿盘组件移动。而鉴于转子叶片和涡轮盘的装配结构特点和可操作性，转子叶片的外力可作用位置仅限于内缘板附近位置。国内现多采用橡胶锤或其他类似工具敲砸缘板的方法施加冲击外载:操作者首先将所有叶片榫头搭接到涡轮盘榫槽上，同时确保叶片叶冠处于正常咬合状态;准备好后手持橡胶锤，敲砸若干相邻叶片的缘板，使其轴向移动一小段距离，接着再对邻近若干叶片敲击，如此逐组进行，整圈叶片得以轴向移动一定距离，重复操作，最终实现叶片装分。这种方法看似简单，但实际存在很大安全风险:人工施加冲击外载，难以控制施力大小，力过小无法实现叶片安装，力过大容易损伤叶片，且叶片内缘板结构较窄，强度不高，现场已多次出现缘板砸伤事故。 3工艺设计 3．1总体方案 转子叶片在涡轮盘组件上的装配工艺设计，主要即加载装置和支承装置两大工艺装置的设计。加载装置，主要为叶片装分提供稳定均匀载荷，受装配结构限制，仅可设置在叶片内缘板附近位置加载;支承装置，在装分过程中支承定位叶片和涡轮盘组件，具备无级调控两者相对轴向距离的功能，可适应过程中叶片和涡轮盘组件的任意轴向状态。此外，考虑到低涡的多级结构，因此该工艺设计需要具有通用适应性，加载装置和支承装置应能实现各级转子叶片的装分。 3．2工艺原理 转子叶片装分原理见图2。利用支承装置对叶片和盘组件分别进
航空发动机叶片增材制造调查报告 总体来说，有这样几种可行性方向。 一、工艺方向，包括整体增材制造或者表面增材强化： 1. 整体增材制造：使用3d打印代替传统加工工艺，整体打印。目前可行的3d打印技术包括： FDM：熔融沉积(Fused Deposition Modeling) SLM：选择性激光熔融技术（Selective Laser Melting） SLS：选择性激光烧结成型法（Selective Laser Sintering） DMLS：直接金属激光烧结（Direct Metal Laser Sintering） LMD：激光金属沉积（laser metal deposition） 相比于熔模铸造，增材制造具有的优势多于劣势，因此具有较大研究价值。如何解决增材制造新工艺存在的技术弱点正是需要研究的方向。总结有如下几点： ①强度问题：目前最常用为镍基合金增材，使用何种材料可提升强度？ ②精度问题：粘结剂喷射，然后是适当的烧结和表面处理是一种很有前途的合金制造工艺 [1]，如何进一步提升表面精度？ ③温度问题：3d打印叶片目前只是在常温叶片制造上有一些应用，针对于航空发动机涡轮的耐高温叶片（1400-1700℃）则鲜有研究。需要解决问题包括：除镍基合金外，打印粉末采用何种耐高温材料（金属、非金属、复合材料[2]）？最佳的高温合金打印方法是哪一种？ ④建立模型：建立增材制造叶片的收缩模型、疲劳模型、力学模型等。 2.表面增材强化：使用激光熔覆或等离子喷涂，在已有叶片表面上增加强化散热层，叶片为多层结构。（滕海灏） 二、产品方向，叶片结构智能化和新材料应用。目前叶片结构如下图所示[3]，采用熔模铸造的工艺方案，其优缺点见上表。如前所述，如果采用3d打印工艺加工这种空心叶片结构将会实现多方面的优化。就产品本身而言，可以在如下方面进行研究。
航空发动机涡轮叶片相控阵超声检测研究 江文文，柏逢明 （长春理工大学电子信息工程学院，长春 130022） 摘 要：超声波无损检测技术（UNT ）是航空工件检测中应用较多的一种检测方法。本文对航空发动机涡轮叶片进行了超 声波无损检测；传统检测是用反射波形和波幅特征分析检测出发动机涡轮叶片缺陷；相控阵超声检测（PAUT ）是利用相位延迟达到相控效果，形成清晰的图像，和传统超声波检测相比，更能直观的显示缺陷的位置和形状。关键词：超声波检测；相控阵；发动机叶片；相位延迟中图分类号：U464 文献标识码：A 文章编号：1672-9870（2011）04-0066-04 Phased Array Ultrasonic Nondestructive Testing for Aero-engine Turbine Blade JIANG Wenwen ，BAI Fengming （School of Electronics and Information Engineering ，Changchun University of Science and Technology ，Changchun 130022）Abstract ：Ultrasonic Nondestructive Testing （UNT ）is widely used in aviation component test .This paper adopts UNT in aero-engine turbine blade .Traditional detection uses reflection waveform and amplitude characteristic to check out flaw in engine turbine blade .Phased Array Ultrasonic nondestructive Testing （PAUT ）takes advantage of phased delay to obtain phased effect and product clear image .Comparing with traditional ultrasonic detection ，PAUT shows po-sition and sharp of flaw more directly. Key words ：ultrasonic testing ；phased arrays ；engine blade ；phased delay 航空发动机的涡轮叶片裂纹是危害飞行安全的重要因素，即使是微小的裂纹对飞机都可能造成无法挽回的后果。航空发动机涡轮叶片除了承受巨大的交变拉应力和扭转应力，还需要在高压腐蚀性燃气的冲击下高速旋转。此外还存在高温氧化、热腐蚀和磨损的问题。而叶片的生产成本很高，因此为了节省经济成本，必须寻找有效的检测手段，及时检测出飞机存在的危险因素。随着技术的发展，我们还需要对涡轮叶片进行定性和定量的分析，确定缺陷的大小和形状等。 超声波检测因其灵敏度高，穿透力强，分辨力好，检验速度快，成本低，设备简单和对人体无害等一系列优点广泛用于航空航天领域。 1传统超声波检测 传统超声波无损检测系统是由超声波换能器、发射电路、回波接受电路、主控电路和显示装置组成。超声波检测的基本原理［1］如图1 所示。 图1超声波检测原理图 Fig.1Ultrasonic testing schematic diagram 传统检测多用脉冲反射法。当工件完好时，超声波可顺利传播到达底面，示波屏中只有表示发射脉冲T 和底波回波B 两个信号。若工件中存在缺陷，在示波屏中有表示发射脉冲T 和底波回波B ，还有表示缺陷波的回波F 。如图2所示，根据缺陷回波 收稿日期：2011-07-01 作者简介：江文文（1987-），女，硕士研究生，主要从事检测技术与过程控制，E-mail ：bingdongdeleishui1@https://www.doczj.com/doc/fb10043201.html, 。 通讯作者：柏逢明（1956-），男，教授，博士生导师，主要从事非线性系统理论、保密通信检测及无线电技术应用研究，E-mail ：baifm@https://www.doczj.com/doc/fb10043201.html, 。 长春理工大学学报（自然科学版） Journal of Changchun University of Science and Technology （Natural Science Edition ） 第34卷第4期2011年12月 Vol.34No.4Dec.2011
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
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,
飞行学院《航空发动机原理与构造》复习资料 第一部分：航空发动机构造 一、单项选择题（每题2分） 1.涡喷涡扇涡桨涡轴发动机中,耗油率或当量耗油率的关系是（A） 2.A．sfc涡喷>sfc涡扇>sfc涡桨>sfc涡轴B．sfc涡扇>sfc涡桨>sfc涡轴>sfc涡喷 3.C．sfc涡桨>sfc涡轴>sfc涡喷>sfc涡扇D．sfc涡轴>sfc涡喷>sfc涡扇>sfc涡桨 4.发动机转子卸荷措施的目的是（B）。 5.A．减少发动机转子负荷，降低了发动机推力，以提高发动机运行可靠性 6.B．减少发动机转子轴向力，减少止推轴承数量，提高转子工作可靠性 7.C．减少发动机转子负荷，提高发动机推力 8.D．减少发动机转子负荷，降低转子应力水平，提高转子结构强度 9.涡扇发动机中，忽略附件传动功率，涡轮转子与压气机转子扭矩之间的关系是（D）。 10.A．M涡轮＞－M压气机B．M涡轮＜－M压气机 11.C．M涡轮＝M压气机D．M涡轮＝－M压气机 12.压气机转子结构中，加强盘式转子是为了（B）。 13.A．加强转子强度，提高转子可靠性 14.B．加强转子刚度，提高转子运行稳定性 15.C．加强转子冷却效果，降低温度应力 16.D．加强转子流通能力，提高压气机效率 17.压气机转子结构中（B）。 18.A．鼓式转子的强度＞盘式转子的强度 19.B．鼓式转子的强度＜盘式转子的强度 20.C．鼓式转子的强度＝盘式转子的强度 21.D．鼓式转子与盘式转子强度比较关系不确定 22.压气机转子结构中的刚度（A） 23.A．盘鼓混合式转子＞盘式转子 24.B．盘鼓混合式转子＜盘式转子 25.C．盘鼓混合式转子＝盘式转子 26.D．盘鼓混合式与盘式转子刚度大小关系不确定
航空发动机涡轮叶片的检测技术 航空发动机的涡轮叶片主要有两部分组成，分别是进行动力工作的工作叶片和进行方向指引的导向叶片，这两部分设计的好坏至关重要，能够在一定的程度上提高发动机的推力，更有利于航空器的飞行。对于涡轮叶片来说，因为其科技含量高，制造困难，我国在这方面的研究与国外有着一定的差距。涡轮燃烧温度随着科技的发展在逐渐地提高，但是对于我国来说，由于科技方面存在着一定的短板，我国在涡轮增压方面并没有提高太高的温度。而在国外涡轮发动机的发展过程中，其涡轮前的燃烧的温度有的已经达到了1700K以上温度。就目前我国的涡轮叶片维修现状来看，若要进一步提升对涡轮叶片研制修理能力，必须要重视对涡轮叶片基本检测技术的研究。涡轮叶片的工作环境恶劣，常在高温高压下工作，其工作环境又具有一定的腐蚀性，并且在其工作中又承受很大的缓冲力与拉应力，极易发生蠕变、断裂等。在目前的涡轮叶片维修研究中，主要解决的是涡轮叶片的检测以及故障的维修。 对航空发动机的涡轮叶片检测技术研究主要有以下几个方面。 1 航空发动机涡轮叶片的清洗处理 航空发动机在工作时，航空燃料会进行剧烈的燃烧。在燃烧过后会有大量的燃料的废物，也就是说有大量的燃烧沉积物，这一部分的沉积物在高温的环境下会发生一定的氧化作用，其对基体有一定的腐蚀作用，这些沉积物在叶片的表面覆盖，并且杂质又覆盖在沉积物表面，在杂质的覆盖下叶片的厚度增加，叶片厚度的增加不利于对叶片进行安全性能的检测。并且涡轮叶片在厚度增加的情况下可能会导致发动机出现堵塞的现象，导致发动机的运行效率降低。因此对于航空器的涡轮叶片，在进行检测的时候要先进行一定的清理操作。 航空发动机涡轮叶片在工作中产生的杂质，也就是积碳，其形成的时候经过了高温高压的特殊的环境，导致杂质的质地比较坚硬，并
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