马显锋
,
施惠基
表面技术
doi:10.16490/j.cnki.issn.1001-3660.2016.04.019
目的 了解表面再结晶晶粒影响涡轮叶片DZ4合金疲劳失效的机制,从而找出提高疲劳寿命的途径.方法 采用我国自主研发的涡轮叶片用定向凝固合金DZ4.对合金表面采用不同压力(0.1、0.3、0.5 MPa)进行喷丸处理,随后进行1220℃的热处理,合金表面塑性变形层发生再结晶形成再结晶晶粒.通过扫描电子显微镜等对不同条件下获得的再结晶微观组织进行观察分析.对于含表面再结晶层的DZ4试样和原始DZ4试样分别开展低周疲劳测试,以获得其循环变形行为和低周疲劳寿命.结果 在较低的喷丸压力下(如0.1 MPa),表层再结晶组织以离散的再结晶晶粒出现.在较高喷丸压力下(0.3 MPa和0.5 MPa),获得了完全的表面再结晶层,而且随喷丸压力的增大,再结晶层厚度增加.疲劳试验结果 显示,在较低喷丸压力(0.1 MPa)下获得的再结晶试样,其疲劳寿命比原始DZ4合金的明显降低;在0.5 MPa下获得的含再结晶层的DZ4试样,具有比原始DZ4合金更高的疲劳寿命.结论 定向凝固合金DZ4表面的再结晶层并不一定会降低其疲劳寿命.在较低喷丸压力(如0.1 MPa)及退火条件下形成的离散状再结晶晶粒对疲劳性能有害,疲劳寿命降低明显.在较高喷丸压力(如0.5 MPa)和退火条件下形成的致密细晶再结晶层,可提高DZ4合金的低周疲劳性能.晶体塑性模型有助于理解和预测再结晶层对疲劳性能的影响.
关键词:
定向凝固合金
,
再结晶
,
表面处理
,
涡轮叶片
,
疲劳寿命
,
晶粒尺寸
,
晶体塑性
李国庆
,
朱俊强
工程热物理学报
通过数值模拟的方法,揭示了整级涡轮叶片在旋转状态F的气膜冷却特性.计算采用六面体结构化网格,湍流模型选用k-ε两方程模型.计算中,主流进口雷诺数为7.7×104,旋转数分别为2.092,2.324和2.448,吹风比分别为0.5、1.0、1.5和2.0,冷却工质采用空气,对应射流主流密度比为1.03.计算结果与之前的实验结果进行了比较,并着重分析了旋转附加力的作用机理.结果表明:压力面上,气膜轨迹向高半径方向偏转,其偏转程度随吹风比的增大而减弱,随旋转数的增大而加强;气膜覆盖面积和冷却效率随吹风比的增大而增大,随旋转数的增大而减小.
关键词:
气膜冷却
,
旋转
,
涡轮叶片
,
冷却效率
陈荣章
,
佘力
,
张宏炜
,
王罗宝
航空材料学报
doi:10.3969/j.issn.1005-5053.2000.04.003
研究了可用作先进航空发动机定向薄壁空心叶片的DZ125合金,该合金具有高的综合性能,其力学性能水平高于国内外广泛应用的同类商用典型定向合金,同时具有良好的定向铸造工艺性能和高的薄壁力学性能.合金已用于铸造某航空发动机的具有复杂内腔的薄壁定向叶片,并已通过台架试车,投入小批量生产.
关键词:
DZ125合金
,
定向凝固
,
铸造高温合金
,
涡轮叶片
李波
,
刘艳
,
李雪
,
尚伟
,
周君华
,
潘国志
,
孙长波
材料科学与工艺
为了解决某薄芯气冷叶片断芯、疏松等影响铸件合格率的问题,开展了铸件浇注工艺研究.找出了浇注温度、型壳温度、浇注速度、浇注系统等主要工艺因素与铸件晶粒尺寸、铸件断芯等缺陷的关系.设计出一种可有效防止钢水冲击断芯并对铸件良好补缩的浇注系统.研究表明,提高型壳温度、降低浇注速度有利于晶粒细化、防止钢水冲击断芯；底注式浇注系统和交汇式补缩系统对减少铸件断芯有利.实践证明,这种铸造工艺有效提高了铸件合格率.
关键词:
精密铸造
,
涡轮叶片
,
浇注工艺
,
晶粒
,
断芯
,
疏松
徐向阳
,
徐滨士
,
刘文今
,
刘世参
,
钟敏霖
材料工程
doi:10.3969/j.issn.1001-4381.2003.z1.038
飞机发动机涡轮叶片的叶冠主要起减振和封严作用,以保证发动机的工作效率和飞行的安全可靠性.但是现有涡轮叶片阻尼面等离子喷涂层的使用寿命还难以满足先进飞机发动机的大修寿命要求.本工作借助扫描电镜对阻尼面等离子喷涂层进行了磨损失效分析,明确了其磨损机理和影响耐磨性的主要因素,探讨了提高阻尼面涂层耐磨性和使用寿命的途径.
关键词:
涡轮叶片
,
阻尼面
,
等离子喷涂
,
微动磨损
,
磨损机理
姚玉
,
张靖周
,
郭文
工程热物理学报
根据导向叶片的曲面结构,运用SST κ-ω湍流模型,在不同冷气入口压力条件下,对涡轮叶片型面的冷却效果进行了数值模拟.计算针对两种情形,即叶片内部有对流换热的情形和无对流换热的情形.结果表明:随着冷气入口压力的增加,叶片有无内部对流换热的冷却效果也在增加;有内部对流换热的冷却效果较纯气膜冷却的高,尤其是在叶片前缘;增加叶片内部的对流换热系数,冷却效果随之增加.
关键词:
航空、航天推进系统
,
涡轮叶片
,
涡轮叶栅
,
气膜冷却
,
数值计算
李武元
,
夏致斌
,
付姮
,
涂昌青
宇航材料工艺
某型航空发动机进行地面开车时涡轮叶片失效.通过对发动机的分解检查,断裂叶片的冶金分析,确定低压一级涡轮工作叶片为发动机故障的肇事件,其断裂性质为过载断裂;通过对低压一级涡轮工作叶 片和导向叶片等零件间隙的计算分析,加工过程复查、疲劳试验及相关尺寸链计算,并采用故障树法对叶片断裂原因进行了系统分析,确定低压一级涡轮工作叶片断裂是其与低压一级涡轮导向叶片之间产生轴向碰磨引起的;该发动机在厂内试车时多次喘振引起一级导向器内机匣和定距半环局部变形,造成低压一级工作叶片与导向叶片在上缘板处的轴向间隙消失是轴向碰磨产生的原因.针对故障原因,制定了控制气动稳定性检查次数,控制各级涡轮工作叶片上下缘板端面轴向错移量,改进定距半环,控制定距半环与涡轮机匣安装槽轴向间隙,试车后检查低压涡轮后轴承外环跑道痕迹宽度等改进措施.
关键词:
发动机
,
涡轮叶片
,
故障
,
轴向碰磨
赵文侠
,
李莹
,
范映伟
,
郑运荣
材料工程
doi:10.3969/j.issn.1001-4381.2012.08.009
运用光学显微镜、扫描电子显微镜、电子探针微束分析仪对断裂叶片表面进行了宏观形貌、叶片断口宏观、微观形貌及显微组织分析,推断出叶片使用时不同部位所承受的温度范围,并对断裂原因进行了探讨.结果表明:启动超温致使叶片γ′相回溶甚至过烧至初熔状态,局部枝晶间和晶界出现明显液化现象,叶片前缘和后缘过烧程度严重,该区承受的温度达到甚至超过了1260℃,距叶片前缘约6mm中心区,其承温在1220℃左右,离叶片前缘8mm处,其短时承温在1180℃以下；超温使叶片处于严重过载状态,最终造成多个叶片瞬间断裂.
关键词:
涡轮叶片
,
超温
,
初熔
,
过载断裂
,
失效分析
付超
,
冯微
,
童锦艳
,
郑运荣
,
冯强
材料工程
doi:10.11868/j.issn.1001-4381.2016.06.013
航空发动机涡轮叶片服役过程中将产生组织退化和性能降低,从而威胁其服役安全。已有研究中,对长时服役后的叶片组织退化和性能损伤的评价研究较少。本研究对服役1600h后的GH4033合金二级涡轮叶片进行金相解剖分析和物理化学相分析;同时观察并量化表征该二级涡轮叶片各部位晶粒组织,γ+γ'基体组织和晶界碳化物,测量不同部位的维氏硬度和持久性能,分析其组织退化与性能损伤规律。结果表明:服役后叶片各部位组织退化及性能损伤程度不明显,根据γ'相的量化表征结果推断该叶片最高服役温度应不高于700℃。叶身各部位持久性能及维氏硬度与榫头部位相当,均符合航空工业标准HB/Z 91-1985要求,因而判断该叶片仍可以继续使用。研究结果对低γ'相体积分数的变形高温合金航空发动机涡轮叶片的服役安全评价具有指导意义。
关键词:
GH4033合金
,
涡轮叶片
,
服役评价
,
显微组织
,
持久性能
