航空发动机叶片

摘要： 针对涂覆在碳纤维增强复合材料和碳纳米管增强复合材料基体上的压电涂层,考虑涂层和基体材料的各向异性特征,建立了压电涂层-复合材料叶片动力学模型,通过静力学分析得出叶片的振动应力分布,基于模态分析的方法得出压电涂层对复合材料叶片固有频率的影响,采用谐响应分析方法研究了叶片的振动响应特性。结果表明,压电材料涂层涂覆在碳纳米管增强复合材料叶片上振幅减小的效果要优于涂覆在碳纤维增强复合材料叶片上。

摘要： 针对航空发动机结构复杂、干扰因素多、叶片裂纹特征提取困难及难以精确诊断等问题,提出一种基于改进深度信念网络(deep belief networks,简称DBNs)的三维叶尖间隙叶片裂纹特征提取与诊断方法。首先,根据DBNs重构误差的传递规律,通过全局反向重构(global back-reconstruction,简称GBR)机制构建一种能自适应调节深度的DBNs,以避免深层特征退化导致的特征表征能力不足的问题;其次,利用改进DBNs从叶片三维叶尖间隙中自适应学习深层裂纹特征;最后,采用Softmax回归模型建立深层特征与叶片裂纹间的复杂映射,实现叶片裂纹精确诊断。叶片裂纹诊断试验结果表明:所提方法能有效提取叶片裂纹特征,平均诊断精度达到98.43%,标准差仅为0.092%,具有较好的稳定性和泛化能力,能有效实现叶片裂纹诊断。

摘要： 航空发动机叶片多为薄壁复杂结构,加工时极易产生颤振、变形等缺陷,导致叶片加工困难。众多变形原因中,弹性让刀变形和热变形研究较为深入,而对残余应力引起的变形研究得不够深入,并且变形控制一直缺乏有效的方法。变形的多样性、动态性与复杂性使得弱刚性零件的高精度加工和变形控制成为现代工业中最难解决的技术难题之一。因此,本文对叶片加工变形控制方法中必不可少的填充物浇铸工艺进行了系列研究,针对多个因素进行了对照试验,分析其对浇铸变形和表面质量的影响规律,为之后的反向分段和单端应力释放技术提供技术支持。

摘要： 随着对航空发动机性能要求的不断提高,叶片型面加工精度要求愈加严格。然而,目前常用的型面精加工方式中,精密铣削、磨削或近净成形工艺在工艺定形前都需要经过烦琐的迭代误差补偿。而在该过程中若能快速确定误差区域和边界将有助于提高后续迭代过程的效率。为此,本文提出了一种针对叶片复杂型面误差区域自动识别的最小面积误差区域边界求交方法,包括基于最小误差区域的截面非刚性配准和基于三角网格求交的边界识别。应用实例说明了该方法的有效性和优越性。

摘要： 航空发动机的设计能力可以彰显国家军事领域的实力、科技发展水平及综合国力。航空发动机的加工与制造属于一个复杂且困难重重的工作,当中叶片部件的制造是其重点和难点。叶片曲面的精度关系到航空发动机的品质。该文论述叶片制造过程的关键技术,除了叶片的正常加工过程,针对其主流的缺陷,对于航空发动机叶片的再制造技术进行介绍,指出再制造相应技术的主要原理以及优势和缺点,并对叶片再制造技术的趋势进行展望,以期为同行业的发展提供参考。

摘要： 航空发动机叶片的三维曲面结构、复杂的材料特性和特殊的冷却通道等,给叶片近表面缺陷的检测带来了困难。针对热激励源加热不均导致检测的红外热图效果差、缺陷识别率低的问题,提出了一种阵列热风激励的主动红外检测方法,改进并搭建一套可调阵列热风红外无损检测实验平台。通过设计阵列热风激励与局部热风激励的对比实验,并采用Canny算子进行缺陷边缘识别,证明了阵列热风激励主动红外检测方法的优势。通过实验分析不同材料下含裂纹试件的温度变化规律。实验结果表明:随热扩散系数增大,温升出现越早,表面最大温度呈下降趋势。通过利用检测实验平台对航空发动机叶片进行检测,揭示了导热性和隔热性缺陷的温度分布规律;其中导热性、隔热性和两者混合类型的缺陷检出率分别达到86.7%、93.3%、90%,也表明阵列热风激励红外检测方法能有效检测出航发叶片中的裂纹缺陷。

摘要： 选题背景热障涂层采用高熔点、低导热的陶瓷材料涂覆在航空发动机叶片金属基体表面,从而降低高温环境中金属基体的表面工作温度,保护其免受高温氧化与热腐蚀。热障涂层可以保证热端部件在高温环境中持续工作,提高工作效率,已成为高性能航空发动机涡轮叶片部分的三大核心技术之一。

摘要： 航空发动机叶片的高效率自动化抛光是替代人工打磨、保证精加工型面质量的重要手段。本研究在前期研制的阵列加工机床上,针对多主轴阵列抛光时由批量叶片制造误差引起的抛光轨迹自动化调整需求,开展待抛光叶片变形分析及进排气边关键区域的抛光工艺试验,由此建立以抛光去除量差异最小为目标函数,表面粗糙度为约束条件的阵列抛光轨迹调整算法,并利用数控系统坐标转换功能实现G代码的自动调整。在保证阵列抛光精度及表面粗糙度的前提下,达到高效率多主轴同步抛光的目的。采用4件典型叶片进行阵列抛光验证,抛光后线轮廓度≤0.032 mm,表面粗糙度R_(a)<0.4μm,平均单件叶片抛光工时达到2.75 min。

摘要： 为探究叶片安装高度对颗粒介质作用行为的影响,基于离散元法分析叶片不同安装高度下颗粒介质流场特征及其力学行为,并进行振动抛磨实验,采用粗糙度仪和超景深三维显微镜测试不同安装高度下叶片加工前后表面粗糙度及表面形貌的变化。结果表明,随着叶片距容器底部高度h增加,颗粒介质对叶盆表面的接触力、相对切向速度及切向累积接触能量逐渐减小,对叶背表面的接触力和切向累积接触能量先增大后减小,相对切向速度逐渐减小;表面粗糙度下降率随h变化规律与切向累积接触能量一致,当h=16 mm时,叶盆、叶背表面粗糙度均下降至0.25μm,获得较好的加工效果。叶片安装高度显著影响了颗粒介质对叶片表面的力、相对速度和接触能量,进而改变颗粒介质对叶片的抛磨效果,接触力为影响抛磨效果的主要因素。

摘要： 航空发动机叶片缺陷孔洞的几何形状复杂、位置分布散乱且曲率变化明显,使用单一判定准则难以完整地提取其边界特征点.为实现叶片缺陷孔洞边界的精准提取和孔洞边界线的平滑拟合,提出了一种基于双判定准则的航空发动机叶片缺陷孔洞边界特征点的提取算法.该算法采用K–Dimension tree(K–D树)建立点云的空间拓扑结构,以采样点及其K邻域点为参考依据构建拟合平面,将采样点的空间坐标转化为平面坐标.通过融合采样点的法向夹角判定准则与邻域场力矢量和判定准则,采用加权的方式获得采样点的特征值与判别阈值作为边界特征点的判定依据.通过两组试验验证了该算法的有效性和准确性,试验结果表明,该方法可有效提取复杂缺陷孔洞模型的边界特征点.

摘要： 航空发动机叶片是制约发动机使用寿命的关键部件之一，由于磨损、腐蚀和疲劳等因素产生了大量失效叶片，研究失效叶片的绿色再制造技术具有迫切的应用需求和良好的社会与经济效益。文中首先分析了航空发动机叶片的主要失效形式，探讨了这些叶片的再制造价值；通过分析国内外在叶片修复技术上的进展和相关技术的成熟性，讨论了叶片绿色再制造工程实施的可行性；最后，根据航空产品自身的特点，提出了适合行业特征的绿色再制造工程实施的行业模式。这些技术的研究，为在航空发动机行业实施绿色再制造工程奠定了基础。

摘要： 本文基于卷积算法对航空发动机叶片的x线图像进行散射校正,并比较了不同的卷积核的校正效果,得出卷积算法在此应用中有方法简单,容易实现,校正时间短,效率高的特点。

摘要： 为了实现航空发动机叶片X射线实时成像自动检测,以基于平板探测器的X射线实时成像系统为研究对象,根据射线实时成像的特点,对航空发动机叶片缺陷的提取技术进行了研究.根据航空发动机叶片X射线数字图像灰度变化的特点,将叶片图像划分为6个区域,分别进行基于扫描线的自适应中值滤波模拟出缺陷的背景;将原始图像与背景图像相减,获得背景平坦、缺陷突出的差值图像;通过对差值图像进行阈值分割,实现对缺陷的分离;用数学形态学的开运算对缺陷图像滤波以去除噪声;为保证缺陷的准确性,用区域生长法重新生长出缺陷;最后提取出缺陷的特征参数.将缺陷提取的结果和人工评片的结果比较,证明这种方法是准确、有效的,为实现航空发动机叶片X射线自动检测打下了良好的基础.

摘要： 国外应用实践表明，利用激光熔覆技术修复发动机叶片具有常规修复方法不可比拟的优越性，是降低叶片修复成本，提高修复效率和质量的必然选择。本文分析国外发动机公司及研究机构激光熔覆修复发动机叶片技术专利，研究激光熔覆修复发动机叶片技术最新进展，为国内利用激光熔覆技术修复发动机叶片提供借鉴。

摘要： 热障涂层技术(TBCs)是先进航空发动机叶片技术的三大关键技术之一。电子束物理气相沉积(EB-PVD)和等离子喷涂是制备热障涂层的两种主要方法。本文简单介绍了电子束物理气相沉积设备的原理、结构及其工艺特点，在此基础上综述了EB-PVD热障涂层近年来的研究进展。

摘要： 以航空发动机高温合金叶片叶端面磨损修复为背景，采用电火花沉积(ESD)工艺在DZ22高温合金定向铸造叶片叶端面上成功实现了MCrAlY合金(NiCoCrAlYTa)的大尺度(8mm高)定向接长，并采用光学显微镜 OM)、扫描电镜(SEM)等对所获涂层的组织特征等进行了研究。显微观察表明，定向接长区域连续、均匀，无明显的缺陷。定向组织垂直于沉积界面生长，其取向与叶片基体取向基本一致。定向柱晶宽度仅约为1μm，枝晶间有不连续的块状或短棒状β相析出。分析认为，凝固过程中液固前沿的凝固速度(R)、温度梯度(G)、热流方向等热力学因素的变化是影响定向组织形成的主要因素，确保固液界面前沿具有适当的凝固速度、温度梯度和热流方向等将有利于具有良好取向的大尺度定向接长组织的获得。

摘要： 本文基于泊松数据模型,利用MLEM(Maximum LikelihoodExpectation Maximization)算法对航空发动机叶片的X线图像进行散射校正。试验表明该算法不仅具有良好的稳定性,而且具备较强的适用性。

摘要： 本文研究了航空发动机叶片用GH4037轧制棒材探伤杂波问题,通过热处理试验和金相组织观察,及轧制工艺分析,进一步了解该合金的再结晶特点。从而明确了产生探伤杂波的原因及解决措施.

摘要： 激光冲击处理技术(又称激光喷丸)是随强脉冲激光的出现而发展起来的一种新型表面强化技术,它是利用激光导致冲击压力波(压强达GPa 量级)在金属材料表层产生应变硬化的技术.文章从目前制约激光冲击技术发展的两个因素即高功率出发,介绍了自行研制和集成的航空构件激光冲击强化系统,并对涂层和约束层等关键工艺问题进行研究.在此基础上设计进行了某行航空发动机叶片的激光冲击强化实验.结果表明:激光冲击强化可以显著提高航空发动机叶片的高频疲劳寿命.

摘要： 本文叙述了某型发动机静子叶片的振动疲劳强度试验研究方法,具体介绍了试验目的、试验内容以及试验条件,包括试验设备及测控仪器、控制方法特点等技术.试验过程方法包括试验叶片安装力矩的确定、叶片最大应力位置的确定、叶尖位移与最大应力值的关系以及叶片中值疲劳强度的计算.试验采用升降法,确定了静子叶片的中值疲劳强度.

摘要： 本公开涉及一种航空发动机风扇叶片及航空发动机，其中，航空发动机风扇叶片包括：叶片本体(1)；加强件(2)，包覆于所述叶片本体(1)沿气体流动方向的前缘；和多个铆钉(3)，被配置为将所述加强件(2)连接于所述叶片本体(1)。该实施例将加强件与叶片本体通过铆钉连接，装配工艺简单，易于实现加强件与叶片本体定位安装，且连接牢固，在风扇叶片高速旋转的过程中可防止发生松脱，提高加强件与叶片本体固定的可靠性、抗风险能力和使用寿命，从而保证发动机安全运转，提高飞机飞行的顺利航行。而且，铆钉与螺钉相比，可尽量减小对风扇叶形的影响，减小对风扇叶片气动性能的影响，从而提高航空发动机的工作效率。

摘要： 本发明涉及一种航空发动机的风扇叶片和航空发动机，航空发动机的风扇叶片包括叶片本体(14)以及设置在所述叶片本体(14)的外部的抗冲击强化层(15)。应用本发明的技术方案，叶片本体(14)外部设置有抗冲击强化层(15)，改善了相关技术中存在抗冲击性能不足的问题。

摘要： 本发明涉及一种航空发动机叶片毛坯的建模方法及航空发动机叶片的加工方法。其中，建模方法包括：获取航空发动机净尺寸叶片的叶片模型；将叶片模型在叶尖与叶根之间划分为多个横截面；沿叶片模型的弦向，在距离叶片前缘和/或叶片尾缘第一预设距离的位置，以垂直于每个横截面的中弧线方向将叶片模型进行截断；以叶片模型的截断面为基准，沿每个横截面的截断面法向，向远离叶片的方向延伸第二预设距离，生成延伸段；第二预设距离大于第一预设距离；以叶片模型的截断面为延伸段的起始端，延伸段的起始端所对应的叶片部位的厚度大于延伸段的终止端所对应的叶片部位的厚度；至此形成航空发动机叶片毛坯模型。本发明用于提高叶片加工精度。

摘要： 本申请涉及一种航空发动机叶片隔离错频减振方法，其包括：获取所有叶片的频率或重量；根据叶片的频率或重量确定若干数量的最大频率或最大重量的叶片；周向均布所述最大频率或最大重量的叶片，使得相邻两个最大频率或最大重量的叶片之间形成若干振动隔离区；将剩余叶片安装至所述最大频率或最大重量的叶片之间形成若干振动隔离区内；调节所述剩余叶片的排布使得所述航空发动机的叶片排布满足减振要求。本申请的航空发动机叶片隔离错频减振方法充分考虑了装配现场的实际情况，在不需改变叶片结构的基础上，仅通过频率大小或重量大小即可确定相对较优的安装方案，减振效果好，实用性强，应用成本低。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机叶片和航空发动机，所述航空发动机叶片(2)包括叶片本体(21)，叶片本体(21)内设有沿航空发动机的直径方向设置的减振腔(3)，减振腔(3)内填充有能够减弱该发动机叶片振动的减振塞(4)。该航空发动机叶片减振腔内设有减振腔，减振腔中填充有用于防止发动机叶片振动的减振塞。减振塞对叶片的振动能量的缓冲吸收等作用显著，大大降低了发动机叶片的振动发热，进一步解决轮盘‑叶片在高速旋转时的振动问题，防止叶片疲劳问题，提高发动机叶片的使用寿命。

摘要： 本发明涉及一种航空发动机叶片毛坯的建模方法及航空发动机叶片的加工方法。其中，建模方法包括：获取航空发动机净尺寸叶片的叶片模型；将叶片模型在叶尖与叶根之间划分为多个横截面；沿叶片模型的弦向，在距离叶片前缘和/或叶片尾缘第一预设距离的位置，以垂直于每个横截面的中弧线方向将叶片模型进行截断；以叶片模型的截断面为基准，沿每个横截面的截断面法向，向远离叶片的方向延伸第二预设距离，生成延伸段；第二预设距离大于第一预设距离；以叶片模型的截断面为延伸段的起始端，延伸段的起始端所对应的叶片部位的厚度大于延伸段的终止端所对应的叶片部位的厚度；至此形成航空发动机叶片毛坯模型。本发明用于提高叶片加工精度。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机叶片以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以改善航空发动机叶片的冷却效果。航空发动机叶片包括叶片本体以及隔板。叶片本体包括吸力面和压力面，在吸力面和压力面之间形成有通道；压力面设置有贯穿压力面的气膜孔。隔板设于通道中，且与吸力面和压力面均固定相连；隔板的内部设置有微通道、进气孔以及出气孔；进气孔位于微通道的上游，且与微通道连通；出气孔位于微通道的下游，且与微通道连通。其中，气膜孔也与微通道连通，且位于微通道的下游。上述技术方案提供的航空发动机叶片，通过设置隔板使得气流按照设定的流向流动，这样能够更好地冷却叶片。

摘要： 本发明涉及一种航空发动机叶片和航空发动机，航空发动机叶片包括风扇叶片(1)以及设在所述风扇叶片(1)的表面上的鳞片状结构(2)。应用本发明的技术方案，鳞片状结构提高了风扇叶片(1)的表面的粗糙度，当航空发动机无论是工作在空中、地面及过渡态等工况下，当来流条件为层流时，风扇叶片(1)的表面的鳞片状结构(2)使得流动快速地由层流转捩为湍流，有利于提升风扇叶片(1)的抗分离能力、降低分离损失。

摘要： 本实用新型提供一种航空发动机叶片及包含其的航空发动机，所述航空发动机叶片包括叶背和尾缘棱，多个凹槽设在所述尾缘棱所在的转角或者所述叶背上，多个所述凹槽沿所述尾缘棱的长度方向设置，所述凹槽的至少一部分漏出于所述叶背。叶背和尾缘棱的转角上开设有凹槽，这种凹槽设在尾缘棱的转角上，同时凹槽的至少一部分漏出于叶背，这种凹槽不需要对叶片尾缘棱加工，可以避免对较薄的叶片尾缘加工凹槽不方便的问题，而且也能有效避免叶身的应力集中，更不会对叶片工作性能产生影响。多个凹槽沿尾缘棱长度方向设置，使得利用多个凹槽在同一方向上的磨损标记叶片的磨损情况。这种凹槽可以直观的判断每个叶片的磨损程度。

摘要： 本实用新型公开了一种航空发动机叶片及包含其的航空发动机，一种航空发动机叶片，包括叶背、尾缘棱、前缘，所述叶背上靠近所述尾缘棱处沿所述前缘方向设有若干个涂层，若干个所述涂层之间形成指示标记，所述指示标记用于评估所述叶片不同程度的磨损量，所述指示标记沿所述尾缘棱线方向设置，所述指示标记至少一部分漏出于所述叶背。这种涂层可以直观的判断每个叶片的磨损程度，而不需要额外的工装设备，同时基于发动机的叶背上的涂层的磨损深度与发动机性能衰退程度和发动机运营成本等反映发动机健康状态之间的关系，而且在狭窄的发动机内进行孔探时，孔探头相对于尾缘棱具有较好的可达性，便于正面观察涂层而提升评估数据的真实准确性。