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航空发动机涡轮叶片检修技术介绍了涡轮叶片的清洁的、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、先进的修复技术，包括喷丸和涂层修复。
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，涡轮叶片由镍基和钴基高温合金制成，具有优异的性能，但价格非常昂贵，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.修理前的处理和检查涡轮机叶片应在维修过程前进行预处理和测试，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清洁的由于涡轮叶片表面在燃料燃烧后粘附有沉积物，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检测叶片轮廓和内部结构的完整性，以评估磨损、烧熔、腐蚀、掉块、裂纹、积炭和散热孔堵塞等损伤缺陷情况，从而指导叶片的具体修理工艺。
目前，CT它已成为测量涡轮叶片壁厚和内部裂纹的主要方法。
一台CT机由X辐射源和专用计算机组成。
检测时，辐射源以扇形释放光子，通过被检叶片后被探测器采集。
其光子量和密度被综合后，产生一幅二维层析X光照片，即物体的截面图，从中分析叶片内部组织结构，得出裂纹的准确位置及尺度。
连续拍摄物体的二维扫描，可生成数字化三维扫描图，用于检测整个叶片的缺陷，还可检测空心叶片冷却通道的情况。
CT可探测到10-2mm级的裂纹。
1.3叶片轮廓的精确检测目前，在坐标测量机(CMM)的基础上，编制微机控制自动检测所用的应用软件，开发了一种用于测量涡轮叶片几何形状的坐标测量系统(CMMS)，可自动检测叶身的几何形状，并与标准叶型比较；自动给出偏差检测结果，来判断叶片的可用度和所需采用的修理手段。
航空发动机叶片的疲劳失效分析航空发动机作为现代飞机的关键组件之一，承载着巨大的压力和责任。
而发动机叶片作为发动机中重要的部件之一，经常处于高温高压的工作环境下，其安全性和可靠性显得尤为重要。
因此，对航空发动机叶片的疲劳失效进行深入的分析成为了研究的热点之一。
一、疲劳失效的原因航空发动机叶片的疲劳失效是由于长期的循环载荷引起的。
在正常运行过程中，航空发动机叶片会受到机械载荷和热载荷的作用，尤其是在起飞和降落等特殊的工况下，叶片的负荷会更加复杂和严峻。
同时，叶片的材料性能和工艺质量也会对其疲劳寿命产生直接影响。
二、疲劳寿命的评估航空发动机叶片的疲劳寿命评估是非常复杂且具有挑战性的。
一般来说，疲劳寿命的评估可以通过实验和数值模拟两种方法进行。
实验方法通过对叶片进行循环载荷试验，观察其疲劳裂纹的扩展情况，来评估叶片的疲劳寿命。
数值模拟方法则利用有限元分析等数学模型对叶片进行虚拟载荷试验，通过计算得出其寿命。
三、疲劳裂纹的检测疲劳裂纹是航空发动机叶片疲劳失效的主要形式之一。
因此，准确地检测和定位叶片上的疲劳裂纹对于确保发动机的安全运行至关重要。
近年来，非破坏性检测技术在航空领域得到了广泛应用，比如超声波检测、红外热像检测等技术，可以实时、准确地发现和监测叶片上的疲劳裂纹。
四、疲劳失效的防护措施为了降低航空发动机叶片的疲劳失效风险，航空企业采取了一系列的防护措施。
首先是优化叶片的设计，改进几何形状和结构特性，使之在工作状态下能够承受更大的负荷和温度。
其次是优化叶片的材料和工艺，选择高强度、耐疲劳的材料，并通过精密的工艺控制，提高叶片的质量和一致性。
最后是加强叶片的监测和维护，定期进行全面的检测，及时修复和更换受损的叶片。
五、未来的发展方向随着航空工业的不断发展，航空发动机叶片的疲劳失效分析也在不断更新和完善。
目前，随着新材料和先进制造技术的应用，疲劳寿命的提升成为了研究的重点。
同时，数据分析和人工智能等技术的进步，也为叶片疲劳失效的监测和预测提供了新的思路。
航空发动机涡轮叶片损伤分析与优化航空发动机是飞机最基本的动力设备，而涡轮叶片则是发动机的关键部件之一。
它们负责将高温高压的气体转化为动力，为飞机提供推力。
但由于受到高温高压的磨损、疲劳等因素的影响，涡轮叶片容易出现损伤和磨损，降低了发动机的性能和寿命，甚至可能导致事故的发生。
因此，航空发动机涡轮叶片的损伤分析与优化是极为重要的。
一、涡轮叶片损伤形式涡轮叶片主要有以下几种损伤形式：1. 疲劳裂纹：叶片由于在高温高压环境中不断的膨胀和收缩，会导致疲劳裂纹的产生，长时间的使用容易形成大面积的疲劳损伤，严重影响发动机的性能和安全。
2. 磨损：叶轮进行高速旋转时，空气颗粒与叶片的碰撞和磨擦会导致叶片表面的磨损，造成叶片表面清平不良，影响涡轮叶片的气动性能。
磨损导致的叶片几何变形还会影响整个涡轮机的性能。
3. 烧蚀：热腐蚀主要是由于冷却不良引起的。
由于设计和加工因素影响，涡轮叶片冷却过程不良会导致结构内部高温区域产生严重的氧化和腐蚀现象，使叶片的热稳定性和寿命受到影响。
4. 叶片断裂：涡轮叶片由于在高速旋转过程中受到高温高压气流的冲击、振动和疲劳，易发生断裂，出现这种情况，需要及时更换叶片，否则可能导致严重的事故发生。
二、损伤分析针对涡轮叶片存在的各种损伤形式，需要对其进行详尽的分析和评估，以便找出问题的瓶颈并做出相应的建议，为涡轮叶片的使用和保养提供参考。
1. 损伤分析方法涡轮叶片的损伤分析方法主要有以下几种：①直接观察：利用肉眼和显微镜对涡轮叶片进行观察，得到表面和内部的损伤情况。
②无损检测：采用无损检测技术对涡轮叶片进行检测，如超声波、X射线、光学等方法，可检测出叶片内部的裂纹、缺陷等问题。
③仿真分析：利用计算机辅助工程软件对涡轮叶片进行流场仿真，可以模拟出各种工况下的应力分布和变形情况，得到叶片的结构强度和性能等参数。
2. 损伤评估标准对于涡轮叶片的损伤评估，一般需要参考以下标准：①疲劳裂纹的长度和分布情况。
航空发动机涡轮叶片损失机理与优化设计研究摘要：航空发动机涡轮叶片的损失问题一直是航空工程研究中的热点问题之一。
在本文中，我们将探讨航空发动机涡轮叶片损失的机理以及相关的优化设计方法。
首先，我们将介绍涡轮叶片的工作原理，深入分析叶片损失的来源和主要影响因素。
随后，我们将讨论目前常见的优化设计方法，包括叶片型状、材料选择和冷却技术等。
最后，我们将总结当前研究的不足之处，并提出未来的研究方向。
1. 引言航空发动机涡轮叶片是发动机中关键的部件之一，它负责将高温高压气体的动能转化为机械能，推动气压轮和涡轮，并进一步驱动其他部件工作。
然而，涡轮叶片在工作中常常会受到高温、高压、高速和复杂的流动环境的影响，导致能量损失和材料失效。
因此，研究涡轮叶片的损失机理和优化设计方法对于提高发动机性能和可靠性具有重要意义。
2. 涡轮叶片的工作原理涡轮叶片通过在高速气体流动中工作来转化气体动能。
在气体通过叶片时，会产生压力和速度的变化。
叶片在不同的工作条件下面临着多种损失机制，其中包括摩擦损失、迎角损失、转动损失和尖速损失等。
3. 叶片损失的来源和影响因素叶片损失的来源和影响因素非常多，主要包括叶片型状、叶片表面粗糙度、材料特性、叶片尺寸和气流条件等。
改善涡轮叶片性能的关键是降低这些损失源，以提高能量转化效率和发动机的整体性能。
4. 优化设计方法4.1 叶片型状优化叶片型状是涡轮叶片性能的关键因素之一。
通过优化叶片的几何形状，可以降低损失源和阻力，提高叶片的气动效率。
常见的方法包括改变叶片的翼型、叶片进出气口的形状以及叶片的流向角等。
4.2 材料选择和涂层技术材料选择和涂层技术可以改善叶片的耐高温性能和减小摩擦损失。
选用高温合金材料和陶瓷涂层可以提高叶片的热稳定性和抗腐蚀性能，从而延长叶片的使用寿命。
4.3 叶片冷却技术叶片冷却技术是涡轮叶片设计中的关键环节。
通过利用冷气或传热介质对叶片进行冷却，可以降低叶片温度，减缓材料疲劳和损伤，提高叶片的受热极限，从而提高叶片的工作性能和可靠性。
航空发动机涡轮叶片维修中的疲劳损伤分析航空发动机是飞机的“心脏”，而其中的涡轮叶片是最重要的零件之一。
涡轮叶片的运转状态对发动机的性能和寿命有着至关重要的影响。
在长期使用中，由于叶片的高速旋转、高温和高压等因素的影响，叶片会产生各种疲劳损伤，包括疲劳龟裂、疲劳磨损、疲劳腐蚀等。
这些损伤会导致涡轮叶片的性能下降和寿命缩短，进而影响整个发动机的使用寿命和安全性。
因此，涡轮叶片的疲劳损伤分析和维修是航空发动机维护中的重要环节。
涡轮叶片的疲劳损伤分析是在叶片损坏之前，通过检测、分析和预测叶片的损伤情况，为维修工作提供科学依据的过程。
涡轮叶片的疲劳损伤分析需要进行多方面的考虑，主要包括以下几个方面。
第一，涡轮叶片的使用寿命。
涡轮叶片的使用寿命与许多因素相关，包括叶片的材料、结构、使用环境、维护等。
在使用寿命的考虑中，需要对这些因素进行综合分析，制定合理的使用寿命。
第二，叶片的材料和结构。
不同的材料和结构对叶片的性能和寿命有着显著不同的影响。
在涡轮叶片的疲劳损伤分析中，需要对叶片的材料和结构进行详细的了解，并根据不同的使用环境以及维修需求，选用合适的材料和结构。
第三，叶片的使用环境。
叶片在使用中会受到温度、压力、振动等多种因素的影响，这些因素对叶片的损伤情况有着直接的影响。
在涡轮叶片的疲劳损伤分析中，需要对这些使用环境进行详细的调查和研究，并综合考虑，对叶片的疲劳损伤情况进行全面分析。
第四，检测技术和分析方法。
涡轮叶片的疲劳损伤分析需要依靠先进的检测技术和分析方法。
当前，常用的检测技术包括超声波、磁粉探伤、涡流探伤等，而分析方法包括有限元分析、应力分析等。
在实际工作中，需要根据叶片的材料和损伤情况，选用合适的检测技术和分析方法，提高分析精度和准确性。
第五，维修方案的制定。
在涡轮叶片的疲劳损伤分析之后，需要制定合理、科学的维修方案，对叶片进行维修和修复。
维修方案需要考虑多个因素，包括叶片的材料和结构、损伤情况、使用寿命、维修成本等。
航空发动机涡轮叶片失效机理及寿命预测方法研究航空发动机的涡轮叶片是发动机中最关键的部件之一，其失效会对飞机的安全和运行造成极大影响，因此对其机理和寿命预测方法的研究备受关注。
本文将介绍航空发动机涡轮叶片的失效机理和常见的寿命预测方法。
一、涡轮叶片的失效机理航空涡轮叶片的失效主要包括以下三种类型：疲劳失效、热疲劳失效和腐蚀失效。
1.疲劳失效涡轮叶片在高速转动下，受到来自气流和高温高压气体的冲击和剪切作用，同时由于叶片受到往返和扭转径向载荷的交替作用，因此容易发生疲劳失效。
该失效类型的表现为叶片出现微裂纹，随着工作时间的推移，裂纹逐渐扩展，最终导致叶片断裂。
2.热疲劳失效涡轮叶片在高温环境下长时间运转，受到高温气体的冲击和热膨胀作用，导致叶片出现变形、裂纹等热疲劳失效。
该失效类型的表现为叶片出现裂纹和变形，直至叶片失效。
3.腐蚀失效涡轮叶片长期处于高温高压的气体环境中，易受到氧化、硫化等氧化失效和盐雾腐蚀等腐蚀失效的影响。
该失效类型的表现为叶片表面出现腐蚀、锈蚀，严重时会导致叶片断裂。
二、涡轮叶片的寿命预测方法根据涡轮叶片失效机理的不同，涡轮叶片的寿命预测方法也有所不同。
常用的预测方法主要包括以下几种：1.基于金相显微组织的寿命预测方法该方法根据材料的组织和疲劳裂纹扩展规律，通过金相显微组织的形态、尺寸、密度等参数来预测涡轮叶片的剩余寿命。
该方法适用范围广，可以用于预测各种类型的涡轮叶片失效机理。
2.基于损伤累积理论的寿命预测方法该方法将涡轮叶片的疲劳损伤、热膨胀损伤、腐蚀损伤等损伤组合起来进行分析计算，得出涡轮叶片的总损伤值。
通过对总损伤值进行监控和计算，可以预测涡轮叶片的寿命。
3.基于有限元分析的寿命预测方法该方法利用有限元分析技术对涡轮叶片的疲劳、热膨胀、腐蚀等失效机理进行数值模拟，在计算出叶片的应力、变形、温度等参数之后，通过建立预测模型进行寿命预测。
该方法计算精度较高，适用于更为复杂的涡轮叶片失效机理。
---文档均为word文档，下载后可直接编辑使用亦可打印---摘要现代民用航空追求低成本、高效率、安全运行，这对航空发动机提出了很高的要求，航空发动机需要在降低油耗、减少排放的同时，做到更高推力、更轻质。
经过数十年发展，目前的航空发动机总体设计已经定型，要想提升发动机的性能、提高推重比，必须在发动机制造材料上进行升级换代。
航空发动机的关键部件是涡轮叶片，涡轮叶片的材料决定了发动机性能的上限，传统高温合金已经很难追上航空发动机的发展速度，研发新型高温材料取代高温合金是最有效的途径，陶瓷基复合材料是其中的选择之一。
本文介绍了陶瓷基复合材料的发展以及应用现状，总结了目前航空发动机使用的高温合金的制作工艺以及使用材料的发展历程，并指出了高温合金涡轮叶片的缺点以及相应的解决方案。
随后介绍了陶瓷基复合材料的概念、制备方法以及性能，分析了目前陶瓷基复合材料存在的缺点和改进方法，对陶瓷基复合材料替代高温合金用于航空发动机涡轮叶片进行分析。
关键词：航空发动机涡轮叶片高温合金陶瓷基复合材料Study on the material of turbine blade of civil aviation engineABSTRACTModern civil aviation pursues low cost, high efficiency and safe operation, which puts forward high requirements for aeroengine. Aeroengine needs to achieve higher thrust and lighter weight while reducing fuel consumption and emissions. After decades of development, the current overall design of aviation engines has been stereotyped, in order to improve the performance of the engine, improve the weight ratio, must be upgraded on the engine material. The key component of aeroengine is turbine blade. The material of turbine blade determines the upper limit of engine performance. Traditional high-temperature alloys have been difficult to catch up with the development of aviation engines, the development of new high-temperature materials to replace high-temperature alloys is the most effective way. Ceramic matrix composite is one of the choices. This paper introduces the development and application of ceramic matrix composites,summarizes the manufacturing process and material development of Superalloy used in aeroengine, and points out the shortcomings of superalloy turbine blades and the corresponding solutions. The concept, preparation method and performance of ceramic composite materials are introduced. The shortcomings and improvement methods of ceramic matrix composite are analyzed. The ceramic matrix composite is used to replace superalloy in turbine blade of aeroengine.Key words：Aeroengine Turbine blade Superalloy Ceramic matrix composite目录摘要 (I)ABSTRACT (II)1 绪论 (1)1.1研究背景 (1)1.2国内外研究情况 (2)1.3研究内容 (2)2 现代民用航空发动机涡轮叶片材料发展 (4)2.1高温合金制造工艺的发展 (4)2.2现代航空发动机涡轮叶片材料分析 (4)2.3目前航空涡轮发动机存在的问题与改进方法 (5)2.3.1存在的问题 (5)2.3.2改进方法 (6)2.4本章小结 (6)3 陶瓷基复合材料叶片可行性分析 (7)3.1陶瓷基复合材料的概念 (7)3.2陶瓷基复合材料的分类 (7)3.3陶瓷基复合材料的制备 (8)3.3.1 SiC纤维的制备方法 (8)3.3.2连续纤维碳化硅增韧陶瓷基复合材料的制备 (8)3.4陶瓷基复合材料的性能 (8)3.4.1陶瓷基复合材料的物理性能 (8)3.4.2陶瓷基复合材料的力学性能 (9)3.5陶瓷基复合材料涡轮叶片的设计 (10)3.6 纤维增强SiC陶瓷基复合材料的不足与改进方法 (11)3.6.1纤维增强SiC陶瓷基复合材料的缺点 (11)3.6.2改进方法 (10)3.7本章小结 (12)4 总结与展望 (12)4.1总结 (12)4.2展望 (12)参考文献 (15)谢辞 (16)1 绪论1.1 研究背景喷气式客机面世至今已经有七十多年时间，得益于航空发动机综合性能的不断提升，现代的民航客机最大能够实现17000km的航程。
2023-11-04•引言•航空发动机涡轮叶片概述•航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析•航空发动机涡轮叶片可靠性分析•航空发动机涡轮叶片可靠性验证与实验目•研究结论与展望录01引言研究背景与意义航空发动机涡轮叶片是发动机的核心部件，其性能直接影响到发动机的性能和安全性。
涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性是评估其性能的重要指标，对于保证发动机的安全运行具有重要意义。
随着航空发动机技术的不断发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的要求也越来越高，因此需要进行深入的研究。
国内外对于航空发动机涡轮叶片疲劳寿命及可靠性的研究已经开展了多年，取得了一定的研究成果。
目前的研究主要集中在材料选用、结构设计、表面处理等方面，以提高涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性。
随着计算机技术和数值模拟技术的发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的分析已经越来越精确，对于发动机的设计和优化具有重要意义。
研究现状与发展02航空发动机涡轮叶片概述涡轮叶片的结构涡轮叶片由叶身、叶根和榫头等组成，叶身是工作部分，叶根是连接部分，榫头是定位部分。
涡轮叶片的功能涡轮叶片是航空发动机的关键部件之一，负责将高温高压的气体转化为机械能，为飞机提供动力。
涡轮叶片的结构与功能涡轮叶片的工作环境涡轮叶片需要在高温、高压、高转速的恶劣环境下工作，最高温度可达1000℃以上，最高转速可达每分钟数万转。
涡轮叶片的工作工况涡轮叶片需要承受周期性变化的应力、应变，以及气动力、热力等多种复杂因素的影响。
涡轮叶片的工作环境与工况涡轮叶片一般采用高温合金、钛合金等高性能材料制造。
涡轮叶片的材料涡轮叶片的制造工艺主要包括铸造、锻造、热处理、表面处理等环节，其中精密铸造和等温锻造是关键环节。
涡轮叶片的制造工艺涡轮叶片的材料与制造工艺03航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析03基于有限元分析的预测模型利用有限元分析软件，对涡轮叶片进行应力分析，预测不同工况下的疲劳寿命。
疲劳寿命预测模型01基于材料性能参数的预测模型考虑材料性能参数，如弹性模量、屈服强度、抗拉强度等，建立疲劳寿命与材料性能之间的数学关系。
发动机主轴滚动轴承故障分析与维护【摘要】关键词：Key words:目录1 引论 (3)1.1后机身尾尖结构设计概况 (3)1.2后机身尾尖裂纹故障 (10)2 尾尖结构失效分析 (12)2.1总体布局方面的问题 (12)2.2发动机喷流高温环境的影响 (12)2.3振动与噪声环境的影响 (13)2.4装配载荷的影响 (13)2.5结构设计的影响 (14)3 尾尖结构故障综合治理 (15)3.1取去除尾尖的综合治理方案 (15)3.1.1 主要技术依据 (15)3.1.2 试飞测试验证 (16)3.2去尾尖方案的技术关键 (19)3.3去尾尖方案结构设计 (19)3.3.1 尾尖结构改进方案 (20)3.3.2 伞舱结构协调更改设计 (21)3.4试飞考核验证 (21)3.4.1 飞行测温对比试验 (21)3.4.2 小尾尖加装大挡板对飞机加速性的影响 (22)3.5根治尾尖多发性故障解决方案研究结论 (22)4 去除尾尖改装实施效果 (23)4.1歼八系列飞机尾尖结构改装 (23)4.2飞行试用考核 (23)4.3结论 (23)5 经验教训 (25)结束语............................................................................................................. 错误！未定义书签。
谢辞 .................................................................................................................. 错误！未定义书签。
文献 .................................................................................................................. 错误！未定义书签。
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术航空发动机的涡轮叶片是发动机中最重要的部件之一，它们负责将燃气能转化为机械能以推动飞机。
因此，涡轮叶片的检修技术尤为重要，它直接关系到航空发动机的性能和可靠性。
涡轮叶片检修技术主要包括以下几个方面：涡轮叶片清洗、涡轮叶片表面处理、涡轮叶片修复、涡轮叶片平衡和涡轮叶片质量控制。
下面我将详细介绍这些内容。
首先是涡轮叶片清洗。
涡轮叶片在使用过程中会积累一些污垢，这些污垢会影响叶片的性能和寿命。
因此，清洗涡轮叶片是非常必要的。
一般来说，清洗方法可以分为干式和湿式清洗。
干式清洗主要采用风力和机械力，通过吹风和刷洗的方式将污垢清除。
湿式清洗则是使用溶剂或水来清洗叶片，效果更好，但需要注意控制清洗液的温度和浓度。
其次是涡轮叶片表面处理。
涡轮叶片的表面处理旨在去除表面氧化层和提高表面光洁度。
表面处理主要有抛光、酸洗和电化学抛光等方法。
抛光是使用研磨材料将叶片表面磨光，以去除氧化层和表面缺陷。
酸洗则是通过酸溶液来腐蚀表面，去除氧化层和污垢。
电化学抛光是通过电化学腐蚀的方式将叶片表面银白亮光，提高表面光洁度。
表面处理过程中需要注意控制处理时间和温度，以确保叶片表面的质量。
第三是涡轮叶片修复。
涡轮叶片在使用过程中可能会受到腐蚀、磨损或疲劳等因素的影响而损坏，需要进行修复。
涡轮叶片修复可以通过挤压、焊接和激光熔覆等方式来进行。
挤压是将叶片表面的材料压平以修复受损部分。
焊接则是使用焊接材料将叶片受损部分填补或连接。
激光熔覆是使用激光将修复材料熔化，使其与叶片连接。
修复过程中需要注意控制温度和保持叶片的尺寸和重量平衡。
再次是涡轮叶片平衡。
涡轮叶片的平衡是为了避免叶片在高速旋转时引起振动和噪音。
涡轮叶片平衡可以通过加重和减重的方式来实现。
加重是在叶片上增加重物，以平衡叶片的质量。
减重则是去除叶片上的材料，以降低叶片的质量。
平衡过程中需要考虑叶片的材料和结构特性，以及叶片的旋转速度和工作条件。
最后是涡轮叶片质量控制。
Repair Technologies for Blades of Aero-engine Turbine◎孙护国霍武军/海军航空工程学院青岛分院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。
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.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。
积炭质地坚硬，黏附力强，因此，清除积炭是一项较困难的工作。
长期以来，各国的航空发动机维修基地都在致力研究高效和高可靠性的清洗液和清洗工艺，目前已取得相当的成果。
西安航空发动机公司在从英国引进技术的基础上，研制出四种不同成分配方、不同清除功用的清洗液和分步的清洗工艺，在某型发动机上使用表明清洗效果良好。
美国则推行无毒清洗技术，如用碱性清洗液和塑料丸取代氯氟烃溶剂；而一些航空公司已经采用在清理表面积附时间长、易于用水清洗不留残物的凝胶工艺(SPOPL)。
SNECMA公司在20世纪80年代开发了氟化氢(HF)离子清理技术，后来被美国FAA及诸如GE公司等发动机制造商广泛应用，这种方法特别适用于进行叶片表面处理(如化学气相沉积)前的预先清理，而且不污染环境。
《装备维修技术》2021年第6期—117—航空发动机自由涡轮叶片裂纹故障分析常 哲（中国航发南方工业有限公司，湖南 株洲 412002）1 引言航空发动机涡轮叶片长期处于高温、高压、高速的恶劣环境中工作。
在气动、机械和热力综合的作用下，涡轮喷嘴的结构强度和振动更为显著。
所以需要提高发动机性能，增加空气流量，薄板变薄变长，这很容易导致振动问题，导致叶片开裂甚至碎裂。
如果叶片出现裂缝需要格外重视，一半采用误差分析法，从设计、试生产、试验载荷等方面分析了裂纹的原因。
以自由涡轮轴破裂为例子，通过无损检测、刀频测量、金相分析和试验，对产生误差的原因进行了分析，通过分析错误的原因进行解决。
同时采用三维的模型模拟试验条件，对强度和振动特性进行数值模拟分析。
找出了涡轮发动机的裂纹产生的主要原因，并提出了相应的改进建议。
2 故障概述在对某涡桨发动机进行首翻期寿命试车中发动机例行定检时，发现在自由涡 在对某涡轮发动机第一次试车期间的定期检查中，发现自由涡轮的转子叶片有裂纹的情况发生。
利用磁流和荧光对载具平台上的叶片进行了确认。
荧光分析证实45叶片的高拉深边缘有一条5-7mm 长的裂纹在孔探未发现其它部位异常，磁插件检查未发现异常金属碎片找到了油谱分析正常。
它给出了测试运行中的五个测试光谱。
各试验谱的完成情况，检测到故障时，发动机已经运转了800多个小时。
3 检查与分析结果3.1荧光检查 对发动机的拆除进行了核查，并对27个自由涡轮叶片进行了荧光检查。
X 光荧光检测显示，六个叶片（包括试验台上的叶片）有裂缝。
裂缝叶片分布在红色转子上，黑线长度为裂缝裂缝片具有均匀分布的网球面直径、异常接触迹象。
没有摩擦或撞击的痕迹形式可以看出，裂缝片安装位置的分布比较谨慎，没有规律外表“27号黎明”的较长裂缝为10毫米，其余五个最大裂缝之一约为4毫米。
拉先生叶片上的裂纹位置类似于叶片端部约8至10毫米，约为叶片高度的20%叶片高度约45毫米，且裂纹垂直于排气和类似形状的边缘。
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术模版标题：航空发动机涡轮叶片检修技术模版一、引言航空发动机涡轮叶片作为关键组件之一，其性能和状态对发动机的工作效率和安全性有着重要影响。
因此，对涡轮叶片的检修工作必须严谨细致，以确保发动机的可靠性、高效性和安全性。
本文将详细介绍航空发动机涡轮叶片检修的技术模版，以提供有效的指导和参考。
二、叶片检修前的准备工作1. 检查涡轮叶片检修工具和设备的完好性和可用性。
2. 准备好必要的检修材料和耗材，如研磨剂、润滑剂、清洗剂等。
3. 确保检修区域的通风良好，并做好安全措施。
4. 根据发动机的检修手册和相关规范，了解涡轮叶片的检修要求和流程。
5. 组织专业的检修团队，并分工合作。
三、叶片检修的基本流程1. 涡轮叶片拆卸1.1 检查叶片表面是否有损伤和磨损。
1.2 使用适当的拆卸工具，按照规定的顺序和步骤拆卸叶片。
1.3 将拆卸下来的叶片进行清洗和标记，确保能够正确安装回原位。
2. 叶片清洗和检查2.1 使用适当的清洗剂和工具，对叶片进行彻底清洗，去除表面的污垢和沉积物。
2.2 仔细检查叶片表面是否有裂纹、酸蚀和锈蚀等缺陷，并记录下来。
3. 叶片研磨和修复3.1 使用适当的研磨工具和研磨剂，对叶片进行研磨，修复叶片表面的磨损和凹坑。
3.2 注意控制研磨的深度，以免损坏叶片的结构和材料。
4. 叶片尺寸和形状的检测4.1 使用适当的测量工具，对叶片的尺寸和形状进行检测，确保其符合规定的要求。
4.2 做好测量记录，并与标准进行比对和分析。
5. 叶片修复焊接5.1 对于有裂纹或酸蚀等较大缺陷的叶片，进行修复焊接。
5.2 根据规范和工艺要求，选择适当的焊接材料和焊接方法进行修复焊接。
5.3 对修复焊接后的叶片进行磨削和检测，确保焊缝质量和叶片尺寸符合要求。
6. 叶片组装和校正6.1 清洗涡轮壳体和叶片安装孔，确保清洁无残留。
6.2 使用适当的装配工具，按照规定的顺序和步骤组装叶片。
6.3 进行叶片的校正和调整，使得叶片的位置和角度符合要求。
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术模版标题：航空发动机涡轮叶片检修技术模版一、引言航空发动机涡轮叶片作为关键组件之一，其性能和状态对发动机的工作效率和安全性有着重要影响。
因此，对涡轮叶片的检修工作必须严谨细致，以确保发动机的可靠性、高效性和安全性。
本文将详细介绍航空发动机涡轮叶片检修的技术模版，以提供有效的指导和参考。
二、叶片检修前的准备工作1. 检查涡轮叶片检修工具和设备的完好性和可用性。
2. 准备好必要的检修材料和耗材，如研磨剂、润滑剂、清洗剂等。
3. 确保检修区域的通风良好，并做好安全措施。
4. 根据发动机的检修手册和相关规范，了解涡轮叶片的检修要求和流程。
5. 组织专业的检修团队，并分工合作。
三、叶片检修的基本流程1. 涡轮叶片拆卸1.1 检查叶片表面是否有损伤和磨损。
1.2 使用适当的拆卸工具，按照规定的顺序和步骤拆卸叶片。
1.3 将拆卸下来的叶片进行清洗和标记，确保能够正确安装回原位。
2. 叶片清洗和检查2.1 使用适当的清洗剂和工具，对叶片进行彻底清洗，去除表面的污垢和沉积物。
2.2 仔细检查叶片表面是否有裂纹、酸蚀和锈蚀等缺陷，并记录下来。
3. 叶片研磨和修复3.1 使用适当的研磨工具和研磨剂，对叶片进行研磨，修复叶片表面的磨损和凹坑。
3.2 注意控制研磨的深度，以免损坏叶片的结构和材料。
4. 叶片尺寸和形状的检测4.1 使用适当的测量工具，对叶片的尺寸和形状进行检测，确保其符合规定的要求。
4.2 做好测量记录，并与标准进行比对和分析。
5. 叶片修复焊接5.1 对于有裂纹或酸蚀等较大缺陷的叶片，进行修复焊接。
5.2 根据规范和工艺要求，选择适当的焊接材料和焊接方法进行修复焊接。
5.3 对修复焊接后的叶片进行磨削和检测，确保焊缝质量和叶片尺寸符合要求。
6. 叶片组装和校正6.1 清洗涡轮壳体和叶片安装孔，确保清洁无残留。
6.2 使用适当的装配工具，按照规定的顺序和步骤组装叶片。
6.3 进行叶片的校正和调整，使得叶片的位置和角度符合要求。
构建数学模型解决航空发动机涡轮叶片的失效问题一、引言随着航空工业的日益发展，航空发动机已成为载体的核心部件。
其中涡轮叶片作为航空发动机的重要组成部分，其贡献了巨大的功效。
然而，由于长时间的高温、高压气流和压力交替作用下，一些涡轮叶片会在使用过程中发生失效甚至断裂的情况，给飞机的安全带来了隐患。
面对这一难题，航空工程师和数学专家合作，通过建立数学模型来有效预测和解决这一问题，具有重要的实践意义和科学价值。
二、叶片失效的原因1. 疲劳和裂纹涡轮叶片的使用过程中，由于气流的不断影响，叶片内部存在相当大的应力和变形。
长时间使用会导致叶片内部的裂纹加速形成或扩展，最终导致失效。
2. 热腐蚀当涡轮叶片处于高温环境下时，其表面会以不同的形式产生腐蚀作用，受腐蚀及氧化的情况下，会导致叶片强度、韧性和韧度下降，从而导致失效。
三、建立数学模型针对叶片失效原因的不同，需要建立不同的数学模型。
本篇文章将以叶片疲劳和裂纹为例，讨论如何建立数学模型来解决问题。
1. 叶片的应力计算叶片的应力主要受叶片结构、气流速度、温度、材料等因素的影响。
根据这些影响因素和涡轮叶片的物理特性，可以建立出涡轮叶片的应力计算模型，通过计算模型得出涡轮叶片的最大应力。
2. 生命周期评估模型在涡轮叶片的使用过程中，涡轮叶片存在着固有的使用寿命。
我们需要建立一个生命周期评估模型，通过模型对涡轮叶片的使用寿命进行评估，判断叶片使用是否合格。
并且通过评估结果，不断改进涡轮叶片的材料和结构，提高叶片的使用寿命。
3. 强度验算模型针对叶片裂纹和疲劳失效的问题，可以建立强度验算模型。
模型将按照叶片的形态、材料和应力等因素，对叶片内部的裂纹进行评估，最终得出这些裂纹对叶片强度的影响。
四、数学模型应用建立数学模型的目的是为了有效预测叶片的失效情况，并且提出相应的改善方案。
准确的模型结果对于改善涡轮叶片的设计以及提高涡轮叶片的使用效率和可靠性具有非常重要的意义。
1. 叶片设计优化可以通过分析建立的数学模型，改进涡轮叶片的设计，使其更加坚固、抗拉强度更高，以减少叶片发生失效的风险。
【摘要】本论文主要阐述了压气机叶片的故障分析。
首先介绍了压气机叶片的分类及其特点；其次对压气机叶片的故障模式做了说明；最后举了例子（涡喷七发动机压气机二级整流叶片裂纹故障、涡喷七发动机压气机二级叶片叶尖掉块故障）对叶片的故障作了具体分析。
关键词：压气机叶片的分类、压气机叶片的故障模式、故障现象、故障原因、排除方法等。
Abstract:the present paper mainly elaborated compressor blade’s fault analysis.first introduced compressor blade’s classification and the characteristic;next has given the explanation to compressor blade’s breakdown pattern. finally enumerated the example (turbojet seven engine air compressor two level of rectification leaf blade crack breakdown, turbojet seven engine air compressor two level of leaf blade apexes falls block breakdown ) to make the concrete analysis to leaf blade’s breakdown. Key words: compressor blade’s classification, compressor blade’s breakdown pattern, breakdown phenomenon, breakdown reason elimination method and so on.目录1 压气机工作原理及叶片概述1.1压气机叶片工作原理1.2 压气机叶片的分类1.2.1工作叶片1.2.2整流叶片2压气机叶片的故障概述及故障模式2.1 压气机叶片的故障概述2.2 压气机叶片的故障模式3 WP-7发动机压气机二级叶片叶尖掉块故障3.1 故障现象3.1.1故障叶片的分布3.1.2 故障特点3.2实验研究3.2.1 叶片静频率测量3.2.2 叶片振动应力测量3.2.3 故障部位应力值判断试验3.2.4 梁式振动台上的疲劳试验3.2.5 疲劳极限与疲劳寿命试验3.3 断口金相检查3.3.1 故障叶片断口3.3.2 故障叶片再现断口3.4 叶片震动特性计算与分析3.4.1 叶片的静、动频计算3.4.2 叶片振型、最大振动应力截面3.5 叶片共振特性分析3.5.1 激振力频谱计算与分析3.5.2 共振特性分析3.6叶片颤振发作计算与分析3.7排故措施与方案3.7.1叶片调频3.7.2 改变激振力频率或减弱激振能量3.8 结论4 WP-7发动机压气机二级整流叶片裂纹故障4.1故障情况4.2 金相检查4.3 动应力试验4.3.1动应力试验贴有应变片试件4.3.2 动应力试验结果分析4.4 共振特性分析4.5 结果分析4.6 改进及效果结束语谢辞文献1 压气机工作原理及叶片概述1.1压气机工作原理压气机的功用是为了提高气体的压力，为燃气膨胀做工创造有利条件，也就是使燃料燃烧后发出的热能更好地被利用，提高发动机的热效率，改善经济性和增大发动机的推力。
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∑=∆=∆++∆+∆=i i i i i i i P A A P 1211/......P P ）（离σ（3-1）叶片分段愈小，计算结果就越精确。
离心拉伸应力在叶尖截面处为零。
向叶根方向逐渐增大，根部截面的离心拉伸应力最大。
3.2作用在叶片上的弯曲应力燃气驱动涡轮转子叶片，有很大的横向其体力作用在叶片上，从而产生弯曲应力，还会引起扭转应力。
若转子叶片各截面重心的连线不与z 轴重合，则叶片旋转时产生的离心力还将引起离心力弯矩。
作用在转子叶片某一截面上的总弯矩应等于作用在该截面上的气体力弯矩和离心力弯矩的代数和离气合离气合i i i xi xi xi M M M M y y y M M +=+=（3-2）3.3热应力对于涡轮叶片转子，不仅工作温度高，而且叶型厚度变化大。
在燃气的冲击下，会产生很大的热应力。
此外。
发动机工作状态的变化，使叶片的温度也随之变化，尤其在启动停车时温度变化更为剧烈。
在发动机使用过程中，每启动和停车一次，涡轮叶片上就会出现一次交变的热应力。
一般可用下列公式进行简单的计算TE ∆=ασ(3-3)式中σ——零件指定部位热应力;E——材料的弹性模量；α——材料的热膨胀系数；T ∆——受热部件指定部位的温度变化梯度。
热应力对涡轮转子叶片强度的影响是不可忽视的。
一方面材料的力学性能随温度升高而降低，另一方面叶片上的某些部位总应力将增大，这就使叶片的安全裕度明显下降。
为了提高涡轮叶片的安全裕度应采取措施减小热应力，其中包括：○1在满足气动性能的前提下，尽量减小叶片的厚度差，特别是排气边缘不可过薄。
有时可将叶片设计成空心的，以使壁厚尽可能均匀。
○2采取适当的冷却方法，使叶片的温度下降，温差减小，以降低热应力。
○3选用导热性能好的叶片材料，使叶片上的温度分布尽快趋向均匀，以减少热应力。
3.4振动应力由于气流的扰动等原因会激起叶片振动，使叶片产生交变的弯曲应力和扭转应力。
大量失效分析结果表明，涡轮叶片的断裂失效，大多数是由于在离心应力的基础上叠加了振动应力所致。
下一部分将单独讨论。
4.转子叶片的振动类型及其特征转子叶片在工作状态下要承受大的离心应力载荷，如果再叠加上非正常工作情况下引起的振动交变载荷则极有可能导致叶片早起疲劳断裂失效。
大部分转子叶片的疲劳断裂失效均与各种类型的振动有关。
4.1转子叶片的震动分类与基本振型涡轮叶片在实际工作中出现振动，按振动的表现形式分，主要有强迫振动、颤振、旋转失速和随机振动四种；按照叶片振动里的来源分，有强迫振动和自激振动；按作用在叶片上的应力分有振动弯曲应力和扭转应力。
对于实际叶片振动分析，主要是自振频率、振型、振动应力和激振力的来源四个因素。
在一般清快下，频率越高，振幅越小，危险性也就越小，大幅低频振动最为危险。
振型是指叶片以某阶自振频率振动时，叶片各部分的相对振动关系。
典型的振型有一弯、二弯、三弯和一扭、二扭等。
对于涡轮转子来说，主要是一弯和一扭振型。
4.1.1尾流激振在发动机环形气流通道中存在障碍物，当叶片转子经过这些障碍物时，叶片所受的气动力将有所改变，会引起激振力。
火焰筒出口流场分布是不均匀的，对于涡轮转子会产生类似于均布障碍物的影响也会引起激振力。
4.1.2颤振颤振属于自激振动，叶片的振型与频率都与尾流激振大致相同，它与强迫振动不同之处在于它不伴有任何带频率的激振力。
颤振的频率基本上由叶片本身的几何尺寸和材料性质所决定，因而称为“自激振动”。
颤振有亚音速失速、亚音速非失速、超音速失速、超音速非失速及堵塞颤振等。
叶片自激振动时必然要从气流中吸取能量，以补偿震动的阻尼场。
发生颤振的必要条件是气流攻角大于临界攻角，叶背气流分离引起升力变化，导致颤振。
颤振多发生在压气机转子叶片，而涡轮转子叶片很少见到颤振。
颤振的危害性很大，可在极短时间内使叶片发生断裂失效，而且往往使一个扇形面内的多个叶片断裂。
4.1.3随机振动随机振动在各个频率下都有激振力，这些激振力作用在叶片上，会引起叶片普遍的强迫振动，而在某几个频率下引起共振，这几个频率就是叶片的自振频率。
随机振动的激振源是强大的噪声，故又将此引起的叶片疲劳成为噪声疲劳，噪声源是叶片对气流的干扰和气流燃烧。
噪声越大，激振力越强，叶片受损可能性越大。
5.叶片的失效模式分析叶片产生失效的主要原因，归纳起来主要包括：热疲劳在内的低循环疲劳。
振动引起的高循环疲劳，高温长时间载荷作用下的蠕变变形和蠕变应力断裂，高温燃气冲刷腐蚀和氧化、以及外物损伤等。
转子叶片的失效模式随工作条件的不同而有所不同，主要是外物损伤、变形伸长和断裂三种失效形式。
叶片的外物损伤失效主要表现为凹坑、掉块、表层剥落、弯曲变形、裂纹和折断等。
其中凹坑、裂纹等损伤往往会成为腐蚀和疲劳断裂的初因。
转子叶片变形伸长失效的直接后果是叶身与机匣相磨，降低发动机的使用可靠性。
其主要原因有：材料选用不当或热处理工艺不当使叶片的屈服强度偏低；叶片工作温度过高，是叶片强度降低；或者发动机超转，造成离心力过高。
叶片变形失效在实际使用中出现的概率较低。
判断叶片是否发生变形伸长的主要依据是检查机匣有无磨损的痕迹或检查叶片是否由于使用温度过高而发生蠕变。
转子叶片出现断裂失效的概率最高，其危害性也最大，往往是一个叶片折断而打坏其他叶片，乃至使整台发动机无法工作而危及飞行安全。
除因外物撞击造成叶片瞬时过载断裂外，绝大多数是由于各种原因引起的不同类型的疲劳断裂失效。
叶片疲劳断裂失效主要是因为离心力叠加弯曲应力引起的疲劳断裂、由振动环境引起的颤振，扭转共振、弯曲振动疲劳断裂以及由环境介质以及接触状态引起的高温疲劳、微动疲劳和腐蚀损伤导致的疲劳断裂。
但由于叶片工作环境的复杂性，叶片实际的疲劳断裂往往并非上述某一模式。
而是多种情况的叠加。
5.1叶片的低周疲劳断裂失效转子叶片在实际运行过程中，一般情况下不容易出现低周疲劳断裂失效，但在以下三种情况下，会出现低周疲劳断裂失效：1.叶片危险截面上所受的正常工作应力虽低于材料的屈服强度，但当危险截面附近存在范围较大的严重区域性缺陷。
在该区域中的缺陷使附近的较大区域内的盈利超过材料的屈服强度而产生大范围的塑性变形，在此情况下叶片会出现低周疲劳断裂失效。
2.由于设计考虑不周是叶片危险截面上局部区域的工作应力接近或超过材料的屈服强度，且危险截面处存在不必要的缺陷，则叶片会提前出现低周疲劳断裂失效。
3.当转子叶片出现如颤振、共振、超温等非正常情况，叶片的危险截面上的整体应力水平该于材料的屈服强度，叶片也会出现低周疲劳断裂失效。
