航空发动机叶片的疲劳失效分析

某型航空发动机的失效模式分析

近年来，航空事故频频发生，其中一部分是由于航空发动机的失效引起的。航空发动机是飞机能否安全起飞和飞行的关键组件，其失效可能导致灾难性后果。因此，对航空发动机的失效模式进行深入的分析和研究是非常必要的。

一、航空发动机的基本原理

航空发动机是转化热能为机械动力的设备，其工作原理基于内燃机的原理。它主要由压气机、燃烧室和涡轮机组成。通过压气机将大气中的空气压缩并注入燃烧室，然后燃烧室将燃料喷入，并与压缩的空气混合燃烧，产生高温高压气体。这些高温高压气体进一步驱动涡轮机，使其旋转并产生推力，从而推动飞机前进。

二、失效模式的分类

航空发动机的失效模式可以分为两类：可预测失效和非可预测失效。可预测失效是指通过定期维护和检查可以预测并避免的失效，如零部件的磨损、疲劳断裂等。而非可预测失效则是指由于未知原因或外界因素导致的失效，如设计缺陷、外界物体的撞击等。

在可预测失效中，较为常见的失效模式包括疲劳断裂、腐蚀磨损、高温烧蚀等。疲劳断裂是由于零件长时间的交变载荷导致的疲劳裂纹扩展，最终引起零件破裂。腐蚀磨损是由于长期受到液体或气体的腐蚀、摩擦而导致零件表面的质量损失，影响零件的正常运行。高温烧蚀则是由于长时间高温环境下零件表面的材料烧蚀，从而使零件表面出现磨损和失效。

非可预测失效中，设计缺陷和外界物体撞击是主要原因。设计缺陷指的是零件设计上的问题，如过度磨损、材料选择不当等，导致零件失效。外界物体撞击是指飞机飞行过程中，可能会遇到鸟类、冰雹等外界物体，这些物体可能导致飞机发动机叶片断裂、腐蚀等问题。 三、失效模式的分析与预防

为了更好地防范航空发动机失效，我们可以采取以下措施：

1.定期检查和维护：及时对发动机进行检查和维护，定期更换零件，及时修复或更换有问题的零件，以降低疲劳断裂和磨损等失效风险。

2.材料质量控制：确保使用高质量的材料来制造发动机零件，避免由于材料质量问题导致的失效。

航空发动机涡轮叶片的强度分析和寿命预测

随着我国经济的不断发展，国家科技水平的不断提升，对高精尖技术的重视也是越来越有所增加，其中航空发动机的研发就是重点研究项目。航空发动机研发中最关键的部件之一就是涡轮叶片，对涡轮叶片的强度分析对航天器的飞行可靠性预测是非常重要的，通过对航空发动机涡轮叶片的强度分析来加强对航空发动机整体性能也是非常有意义的。在对航空发动机涡轮叶片的强度分析上一般可以采用对飞行任务剖面进行压缩处理，来获得有效飞行器的载荷数据，从而可以有助于实际工作强度的分析，也可以基于有限元分析方法来对叶片的疲劳损伤和寿命进行计算预测，从而可以对飞行器的工作寿命的提高做出有意义的工作。

标签： 寿命；航空发动机；强度；有限元；涡轮叶片；载荷

当下，国家的综合实力不断提升，我国已经是世界第二大经济大国，而我国也是一个人口众多的，要在世界强国之林立足，就需要在高精尖技术方面的发展走在前列或者紧随状态，而航空发动机就是当下高科技制造的典型代表之一，其包括有材料、计算机、自动化以及机械等多学科的综合类工程，是衡量一个国家科技和军事水平的标志之一。涡轮叶片是作为航空发动机的一种关键部位，其工作环境非常恶劣，一般受到离心负荷、热负荷、空气振动负荷还有高温氧化和气体腐蚀的综合影响，同时刀片的数量非常多，因此航空发动机的经常会出现失效事故。有数据表明，在这些发动机出现的故障事件当中，转子叶片故障造成的故障占到的比例就达到70%以上了，所以涡轮叶片的重要性就不言而喻了。 所以对于航空发动机涡轮叶片可靠性和安全使用寿命的强度检查和预测寿命等具有非常重要的意义。

一、涡轮叶片强度分析

航空发动机载荷谱的编制是分析航空发动机涡轮叶片强度的重要工作，编制载荷谱是计算发动机部件强度和寿命评估、可靠性分析和测试评估而进行的一项载荷要素的组合工作，这是发动机在特定任务和使用情况下的发动机载荷参数的统计结果。 为了获得航空发动机的有效载荷潜力，一般是需要对发动机及其部件上的各种负载以时间间隔的方式来采集数据，包括有峰值和谷值的选择以及雨流计数的统计处理。 对于飞机结构，可以通过任务配置文件进行编辑载荷谱。一般而言，我们可以看到涡轮的构成部分是包括静子和转子的，顾名思义，静子就是不动的部件，其具有涡轮导向器，也有保护涡轮导向器的机匣，而转子就是负责转动的部件。由于涡轮具有两大重要的部件之静子和转动的转子，它的工作过程包括刚开始的燃烧室涌出的具有非常高温度和高压的快速燃气，出来的燃气在静子叶片中穿过，保护部件的整齐排列的机匣会对穿过的气流方向进行调整，从而可以得到工作需要的攻角和速度，最后会流到转动的转子叶片上，从而带动涡轮轮轴进行扭动，带动轮盘转动，运行涡轮发动机。飞行任务剖面主要需要的参数是飞行速度、涡轮转速以及燃气涡轮前后温度，这些数据的获得是在发动机进行一次起落循环过程中，测试它们随着时间的变化，根据这些数据就可得到飞机的任务剖面了。编制载荷谱就是需要这些基础而重要的数据。一般典型的飞行

浅析航空发动机叶片振动的影响

摘要 航空发动机因为其工作环境的特殊性，对于叶片有着较高的要求。在文中则主要是针对航空发动机叶片振动及频率测量展开分析，以期可以为航空发动机的设计提供借鉴。

关键词 航空发动机；叶片；振动

航空发动机是一项追求极限的系统工程，涉及材料、力学、热学等物理方面的理论。随着现代发动机技术突飞猛进的发展，作为发动机核心部件的压气机压比被设计的越来越高，为了满足发动机整体的大推重比要求，对压气机的效率的要求也越来越高。

压气机工况极其复杂，复杂的工况主要对压气机叶片性能产生消极影响。压气机转子叶片需要在高负荷、高转速、高振动的环境下工作。复杂的工作环境造成压气机叶片疲劳失效故障的原因多样化，这一直是世界航空发动机研究者重点研究的方向。

通过对航空发动机压气机叶片失效的分析表明，导致压气机叶片失效的因素很多，颤振引起的失效是叶片故障的主要因素。航空发动机颤振的机理以及错频装配技术已经获得了广泛深入的研究。但面对复杂的错频装配工艺技术约束条件，航空发动机主机装配单位的叶片排频装配技术还很薄弱，尤其是面对批产机型的压气机装配，传统的依靠人力装配已经显得效率过于低下压气机转子叶片的装配已经成为整机装配的重要影响因素，所以全新依托于计算机技术手段并应用于装配生的压气机叶片排频技术研究意义更显重大。

1 叶片排频技术应用意义

叶片排频技术通过对待装配叶片按照每个叶片的固有频率和质量，遵循装配工艺技术条件进行装配，达到叶片在频率上实现错频，在质量矩上达到平衡，防止发动机产生颤振的方法研究。我国某型涡喷发动机通过对压气机转子装配工艺进行叶片排频技术改进，在长时间使用过程中，减少了发动机颤振的发生。航空发动机领域的学者得出结论，航空发动机转子叶片按照频率差和静质量矩进行优化排序对于减小叶片装配造成的不平衡量以及防止发动机颤振具有积极的意义。

目前国内的叶片排频技术主要是基于单纯的计算机算法进行研究，比如：组合优化方法、一般遗传算法、混合遗传算法等。關于叶片排频技术的研究也主要集中在科研院所和各大高校，这样导致研究的成果主要体现在理论研究上，对一线制造单位的效用有所局限。很长时间里，各大主机制造厂不得不依赖自己的能力，对叶片排频技术如何应用于一线生产，尤其是应用于批产机型进行研究。

航空发动机Aeroengine

收稿日期：2019-07-21基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：卜嘉利（1985），男，硕士，工程师，主要从事航空发动机故障零部件的失效分析工作；E-mail：。引用格式：卜嘉利，高志坤，牛建坤，等.航空发动机风扇静子叶片裂纹失效分析[J].航空发动机，2021，47（6）：91-95.BUJiali，GAOZhikun，NIUJi⁃ankun，etal.Crackfailureanalysisofafanstatorblade[J].Aeroengine，2021，47（6）：91-95.航空发动机风扇静子叶片裂纹失效分析卜嘉利，高志坤，牛建坤，曹勇（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：针对某型航空发动机风扇静子叶片前缘靠近上缘板部位在振动疲劳试验结束后发现的裂纹故障，运用荧光探伤检测、断口宏微观分析、叶片表面划痕来历分析、源区表面检查、材质分析及有限元应力模拟分析等技术手段，对该裂纹的性质及萌生原因进行细致分析。分析结果表明：故障风扇静子叶片裂纹的性质为高周疲劳，裂纹断口疲劳起源于叶片叶盆侧前缘靠近上缘板基体表面划痕处，呈多源线性起始特征。疲劳源区距前缘距离约为2.3mm，疲劳源区表面未见明显冶金缺陷，疲劳裂纹的萌生与叶片表面划痕有关。建议严格控制振动光饰机中磨粒棱边的圆滑度，不应存有锋利棱角，避免在振动光饰时磨粒划伤叶片表面，降低叶片表面完整性，在叶片划伤部位出现应力集中现象。关键词：风扇静子叶片；振动疲劳试验；疲劳裂纹；振动光饰；有限元分析；失效分析；航空发动机中图分类号：V232.4文献标识码：Adoi：10.13477/ki.aeroengine.2021.06.016CrackFailureAnalysisofaFanStatorVaneBUJia-li，GAOZhi-kun，NIUJian-kun，CAOYong（AECCShenyangEngineResearchInstitute，Shenyang110015，China）Abstract：Thecrackinitiationwasfoundattheleadingedgeofthefanstatorvane，wherewasclosetotheupperedgeplate，afterthevibrationfatiguetestfinished.Thecrackpropertyandemergencewereidentifiedbyfluoroscopy，fractureanalysis，surfaceinspection，scratchanalysis，chemicalcompositionanalysis，metallographicexamination，hardnessinspectionandfiniteelementanalysis.Theresultsshowthatthepropertyofthecrackishighcyclefatiguefracture，thefatigueofthecrackfractureoriginatesfromthescratchonthefrontedgeofthevanebasinsideclosetothematrixsurfaceoftheupperedgeplate，thefatiguesourceregionshowedmulti-sourcelinearinitialcharacteristics.Thedistancebetweenthefatiguesourceareaandtheleadingedgeisabout2mm，noobviousmetallurgicaldefectsarefoundonthesurfaceofthefatiguesourcearea，theinitiationofthecrackisrelatedtothescratchofthevanesurface.Itissuggestedthatthesmoothnessoftheabrasivegrindingedgesinvibrationfinishingmachineshouldavoidscratchingthevanesurfacebyabrasiveparticlesduringvibrationfinishing，reducetheintegrityofthevanesurface，andstressconcentrationoccursatthescratchedpartofvane.Keywords：fanstatorvane；vibrationfatiguetest；fatiguecrack；vibrationfinishing；finiteelementanalysis；failureanalysis；aero⁃engine第47卷第6期2021年12月Vol.47No.6Dec.2021