CFM56-7B航空燃气涡轮发动机叶片典型损伤模型建立、外来物损伤分析、检测方法及修复方式研究.docx

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1、分类号V232.4（中图分类号） 编号 20150816089 U D C 621.8 密级 公开 中国民航飞行学院毕业设计（论文）题目 CFM56-7B航空燃气涡轮发动机叶片典型损伤模型建立、 改进设计分析 外来物损伤分析、检测方法及修复方式研究 Research ModelBuild, FODAnalysis, Detection Methodand Repair Method of CFM56-7B Blade ND maintenance of Aircraft作者姓名 易睿 专业 飞行器动力工程 学院 航空工程学院 指导教师姓名及职称 徐亚军 教授 2019年5月1日CFM56-7B

2、航空燃气涡轮发动机叶片典型损伤模型建立、外来物损伤分析、检测方法及修复方式研究学生：XXX 指导老师：XXX教授摘要航空燃气涡轮发动机作为现在大型客运航空飞机的动力装置，为飞机提供推力，为机载电子设备提供电力，为机载液压系统的作动提供液压，其重要性可想而知。航空燃气涡轮发动机在运行中叶片难免受到各种损伤，包括凹坑、划痕、变形、金属材料缺失、裂纹等损伤。本文从完好的发动机叶片损伤建模开始，逐步完成了带有不同损伤叶片的建模工作，对每种损伤形式的原因进行了简单分析，对每种形式损伤的危害性也做了一些分析。为了预防发动机出现一些疲劳的损伤、及时发现叶片的外来物损伤，我们对发动机会进行不同程度的检测。本文

3、介绍了几种工业上运用广泛的无损检测方法，详细介绍了每种无损检测的检测原理，从其检测原理分析了每种检测方法的优缺点，分析了无损检测在航空发动机检测中的具体应用，并对未来无损检测的方法进行了一定的展望。发动机外来物损伤作为发动机损伤的一个主要原因，本文从两种形式的外来物对发动机的损伤分析了不同的外来物对叶片造成的损伤形式。最后本文基于前面的损伤研究，对发动机叶片目前的修理技术进行了介绍，介绍了每种修复方法的原理，对比了几种叶片的修复手段的优缺点，对目前发动机叶片修复面临的主要难题进行了描述，并对发动机叶片的修复的一般流程进行了介绍。关键词：航空燃气涡轮发动机叶片建模，叶片损伤，无损检测，发动机叶片

4、修复AbstractAs the power device of large passenger aircraft, aero-gas turbine engine provides thrust for aircraft, power for airborne electronic equipment and hydraulic pressure for the action of airborne hydraulic system. Its importance can be imagined.The blades of aero-gas turbine engine are inevit

5、ably damaged in operation, including pits, scratches, deformations, metal material missing, cracks and other damages. Starting from the intact damage modeling of engine blades, this paper has gradually completed the modeling of blades with different damages. The causes of each damage form are briefl

6、y analyzed, and the harmfulness of each damage form is also analyzed.In order to prevent some fatigue damage of engine and find out the damage of foreign material on blade in time, we will test the engine in different degrees. This paper introduces several non-destructive testing methods which are w

7、idely used in industry, introduces in detail the testing principle of each non-destructive testing method, analyses the advantages and disadvantages of each testing method from its testing principle, analyses the specific application of non-destructive testing in aero-engine testing, and looks forwa

8、rd to the future non-destructive testing methods.As one of the main causes of engine damage, this paper analyses the damage forms caused by different foreign materials to the blades from two kinds of foreign matter damage to the engine.Finally, based on the previous damage research, this paper intro

9、duces the current repair technology of engine blades, introduces the principle of each repair method, compares the advantages and disadvantages of several repair methods, describes the main problems faced by the current repair of engine blades, and introduces the general process of repair of engine

10、blades.Key words: Blade Modeling, Blade Damage, Nondestructive Testing,Engine Blade Repair for Aero-Gas Turbine EngineIII目录摘要IAbstractII第一章 绪论11.1 研究背景及意义11.2 航空燃气涡轮发动机叶片建模31.3 发动机叶片损伤的检测方法对比研究41.4 外来物损伤分析41.5 航空燃气涡轮发动机叶片的修复方式研究5第二章 CFM56-7B航空燃气涡轮发动机叶片建模62.1 数据测量62.2 建模过程92.3 带损伤叶片的成品展示及危害性介绍16第三章 航

11、空燃气涡轮发动机叶损伤检测方法研究233.1 目前的无损检测方式分类243.2 各种无损检测方式优缺点分析283.3 无损检测技术在发动机检测中的运用36第四章 航空燃气涡轮发动机叶片外来物损伤394.1 鸟类等软物撞击的损伤394.2 硬物撞击对叶片的损伤41第五章 航空燃气涡轮发动机叶片的修复方式研究445.1 目前常用的一些修复方法445.2 常用修复方法的优缺点对比455.3 目前叶片修复面临的难题465.4 航空发动机叶片修复再制造的一般流程46参考文献48致谢50中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文第一章 绪论1.1 研究背景及意义目前航空燃气涡轮发动机作为战斗机和大型民航运输机使

12、用最为广泛的发动机；具有大推力、推重比高、热效率高、可直接产生推力等优势。航空燃气涡轮发动机作为航空器的心脏，对其可靠性和安全性要求极高；同时在保证高可靠性和安全性下要做到良好的可维修性、优秀的工作性能和良好的运营经济性。当前航空燃气涡轮发动机的基本理论研究已经较为成熟，设计理念也较为完善。目前各航空燃气涡轮发动机制造公司正致力于提高航空燃气涡轮发动机效率和延长航空燃气涡轮发动机的使用寿命的研究。航空燃气涡轮发动机制造公司在努力提高涵道比和风扇叶片的气动效率以此来不断提高航空燃气涡轮发动机效率，。比如英国著名的航空燃气涡轮发动机公司罗尔斯罗伊斯（又称劳斯莱斯）目前正在研制的超扇航空燃气涡轮发动

13、机，其采用了22片三维气动设计的风扇叶片。三维气动设计的风扇叶片相较于传统的基于二维气动设计的风扇叶片具有更高的气动效率、更低的振动和噪音，图1-1中蓝色的叶片就是罗尔斯罗伊斯公司根据三维气动效率设计的风扇叶片。在航空燃气涡轮发动机的使用过程中，会不断地有灰尘和其他污染物粘到航空燃气涡轮发动机风扇叶片、增压级叶片、压气机叶片上，叶片上灰尘的量多了以后，叶片原有的优良气动外形遭到破坏，叶片的气动效率大大下降，航空燃气涡轮发动机的性能也会不断衰减。除了叶片上污染物的积累会降低发动机的性能，发动机叶片的损伤也会造成发动机性能衰退。发动机叶片最常见的损伤原因有外来物撞击、叶冠磨损、叶片扭曲、金属疲劳等

14、；损伤形式包括塑性变形、划痕、凹坑、缺角等。航空燃气涡轮发动机叶片的损伤不仅会影响性能还会很大程度上影响到飞机的飞行安全。近年来，国外多种流行的机型因航空燃气涡轮发动机非包容性故障已引发多起事故，发生事故的飞机搭载的航空燃气涡轮发动机型号包括遄达700、GP7200和CFM56、CF6等。自2010年至今共发生了6起航空燃气涡轮发动机非包容性事故，事故均造成了重大的经济损失，有的事故还发生了人员伤亡，其中有三起事故与航空燃气涡轮发动机叶片损伤有直接关联。2018年4月17日，美国一架波音737-700型客机在飞行中，飞机左侧机翼吊装的航空燃气涡轮发动机发生爆炸，导致飞机失去动力而急速下坠，经过

15、飞行员和地面人员的紧急处置成功备降。事故造成了重大的经济损失以及1名乘客遇难、7名乘客受伤的惨痛结果。初步调查显示该飞机左侧机翼搭载的的CFM56-7B航空燃气涡轮发动机发生了非包容性故障。图1-1 罗尔斯罗伊斯公司目前正在研制的超扇航空燃气涡轮发动机NTSB（National Transportation Safety Board）对该起事故调查显示，事故原因是该飞机搭载的航空燃气涡轮发动机风扇叶片根部发生了断裂，并且在叶根部位发现了严重的金属疲劳迹象。该飞机自交付给西南航空公司使用，到事故发生时已使用了17.8年。在进一步的调查后发现，该航空燃气涡轮发动机于2012年11月在累计1.07万

16、次循环时进行了大修检查，包括目视和荧光渗透等，本次事故前该发动机已累计超过3.2万次循环。图1-2为美西南航空非包容性事故航空燃气涡轮发动机照片。2015年9月英航事故，一架搭载了两台GE90-94B发动机的波音777-200飞机在起飞滑跑时左发起火，导致发动机前部爆炸，转子叶片的碎片击穿了压气机机匣，飞出的碎片使机身和机翼受损严重，机组人员及时启动中断起飞程序，飞机停止下来后，在疏散过程中有13人受到轻伤。2016年8月，美国一架搭载两台CFM56-7B发动机的民航客机，在飞行途中，飞机左侧机翼吊装的航空燃气涡轮发动机风扇叶片从根部断裂，发动机叶片飞出造成左侧击中发动机整流罩和短舱，导致发动

17、机整流罩脱落、发动机短舱受损。飞出的碎片还击破了飞机左侧左翼、机身和尾翼等部位的蒙皮。图1-2 美西南航空非包容性事故航空燃气涡轮发动机这些惨痛的教训必须引起我们的深思：如何才能保证航空发动机的安全性和可靠性，怎样检测叶片的损伤；如何判断一个叶片的损伤的层度是否在损伤容限内以及航空燃气涡轮发动机叶片的修复方式的探究。1.2 航空燃气涡轮发动机叶片建模在大三的时候我曾使用UG做过航空燃气涡轮发动机部件建模工作，对于UG的建模方法和特性比较了解，在此我将采用UGNX12版本来进行建模工作。UG是Siemens PLM软件公司推出的一个三维建模软件，它具有界面友好、操作便捷易于上手；并且相较于Sol

18、idWorks等建模软件具有内存占用低、模型生成速度快等优点；还提供了有限元分析等插件使设计者在模型生成之后能够快速检验模型的合理性，缩短了产品设计周期、提高了工作效率。鉴于上述优点，该软件目前在国内拥有一大批忠实用户。UG中还包含了大量的仿真工具，有运动学仿真和动力学仿真两大类。运动学仿真可以用来仿真复杂机械结构的运动情况，由此可以在产品的设计阶段运用数字化仿真，来减少实物验证带来的昂贵的制造成本和长时间的等待样品的生产过程，大大提高了制造商的生产效率，且对于产品的质量也有了较好的把控。动力学仿真用于仿真设计的产品运行时的受力情况。一个设计优良的产品应当实现其设计的功能，及运动形式上能实现设

19、计的功能，同时还应满足机械的受力情况良好，不能出现应力集中情况，对于初步设计中仿真中应力值应符合设计标注。通过提前的仿真可以避免后期产品复杂的应力检测过程，也为产品的质量提供了一个较好的保障。此篇论文中主要用到了UGNX12中的建模工具。1.3 发动机叶片损伤的检测方法对比研究目前来说，发动机叶片以及整个发动机的无损检测方法都是比较成熟的。虽然每种检测方法都已经研究的很透彻，原理及具体实施的过程都研究的很仔细，但是在实际的应用过程中依然会有一些问题。问题主要表现在可以选择多种检测方式的情况下选择哪种检测方法最好、最适合、最具有经济性。现在应用最广泛的常规无损检测技术以下几类，分别是Radiog

20、raphic Testing（射线）、Ultrasound Detection（超声波）、Magnetic Particle Testing（磁粉）、Permeation Detection（渗透）、Eddy Current Detection（涡流）。还有其他的一些无损检测技术，比如红外检测技术等检测技术。以及未来可能应用的一些检测技术，比如具有压电效应的无损探伤技术、运用光导纤维材料的无损探伤技术以及运用形状记忆的无损探伤技术。就目前应用最广泛的五种无损探伤技术来说，每一种检测方式都有其最适合其检测的损伤类型，也有相应的被检测物体材料的要求。在具体的应用过程中，每一种无损检测方式有着不同的

21、操作方式，对于测试环境也有着不同的要求。因此在对航空燃气涡轮发动机进行无损检测时应当选择最优的一种无损检测方式。何为最优呢？最优的无损检测方法是在时间、人力、物力之间权衡得出的一个最优化的无损检测方式。对于航空燃气涡轮发动机的检测，主要考虑的是经济效益，那么主要考虑的因数则因为时间和物力这两条。我在之后的内容中将进行详细阐述。1.4 外来物损伤分析航空燃气涡轮发动机叶片受损的原因可谓是多种多样、各种意想不到，但是航空燃气涡轮发动机叶片的损伤形式是有限的，我们可以通过具体的损伤形式来推断其损伤的原因。每一种损伤形式都有其相应的特征，根据特征可以很容易地推断损伤的原因。比如对于叶片发生断裂这一种损

22、伤来分析，导致断裂的原因可能有应力过大直接导致叶片所受应力大于其强度极限导致的断裂；也有可能是因为长时间的高周循环或者是低周循环引起的疲劳裂纹扩展而最终导致的叶片断裂。这时可以通过分析其断裂截面的特征来具体确认其断裂的原因。对断裂的叶片进行检查，如果检测发现断裂截面一段呈现贝壳状光滑纹路，另一段呈现粗糙的截面，则可以判断为由于疲劳引起的断裂现象。如果整个截面都是粗糙的，则可以判断由于叶片所受应力超出了其强度极限而引起的断裂。航空燃气涡轮发动机叶片的主要损伤形式有很多种，这里针对航空燃气涡轮发动机的压气机叶片来说一说常见的损伤形式。航空燃气涡轮发动机的压气机叶片常见损伤有凹坑（dent）、撕裂（

23、tear）、划痕（nickscratch）、叶尖卷曲（tipcurl）、裂纹（crack）、腐蚀（erosion）、磨损（wear）、金属材料缺失（missingmaterial）以及变形（distortion）。研究发动机叶片的损伤形式和分析发动机叶片的损伤原因可以为后来的发动机设计提供一些改进的方案。包括发动机叶片强度设计、结构设计以及其保护装置的设计。研究发动机叶片损伤形式和原因也可以指导实际使用中应当注意的事项，指导确定无损检测时的重点检测对象的损伤形式。1.5 航空燃气涡轮发动机叶片的修复方式研究对有损伤的发动机叶片进行修复最早是欧美发达国家意识到的，这些国家发现叶片修复再造技术可以

24、带来极大的经济效益。受损叶片维修能够降低航空公司的运营成本，也能为叶片制造商增加收入，目前叶片修复技术掌握程度已经成为一个国家航空实力的一个体现。在上个世纪七十年代末，欧美国家就已经开始了发动机叶片修复技术的研究。最先是用军用和民用喷气发动机叶片做实验，投入了巨大的资金，对其进行了试验性修复，取得了一批可靠的修复技术；延长了叶片的使用寿命和可靠性1。但是目前国内损伤叶片的修复技术还处于研发阶段，达不到实际应用水平，和国外厂商相比还有较大差距。国内受损的叶片大部分都运往了国外维修，修好后再送回国内使用，维修过程不但花费大量的金钱还会花费较长的时间，增加了航空公司运营成本。就目前来讲国外有意识地在

25、技术上封锁中国，想要继续赚取中国航空公司的维修费、阻碍中国的叶片维修技术的发展，我辈定当努力啃下叶片维修这块硬骨头、打破国外的技术壁垒。5中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文第二章 CFM56-7B航空燃气涡轮发动机叶片建模本次的建模是一个逆向工程，逆向建模和设计建模有着很大层度上的不同，设计建模是从理论到实际的一个过程，逆向建模是从实际到理论的过程。逆向建模最好的方式是用计算机采集点云的方式完成叶片的建模过程，计算机点云建模相比于手动建模有很多好处。发动机叶片本身是一个复杂的曲面物体，手动建模的数据很难采集，对于曲面的曲率也很难把握，而计算机点云建模则不存在这样的问题。但是受限于现实条件不得

26、不采用手动建模的方式。目前的三维建模软件种类众多，操作上也是有各自的特点、操作方法也不大相同；每种软件的文件也是自家软件独有的、其他软件无法打开；每种建模软件也是有各自擅长的领域，UG一直在机械设计方面比较出众，而我也比较早接触了UG NX10，因此我选用了UG NX12.0版本进行建模工作。2.1 数据测量我所建模的对象是CFM56-7B发动机低压压气机第二级叶片，数据采用游标卡尺对叶片进行测量，所用游标卡尺精度为0.02毫米。以下几幅图展示了数据测量的过程：图2-1为压气机叶片榫头底部宽度的实际测量,图2-2为叶片平台前缘处厚度测量,图2-3为叶片平台后缘处厚度测量，图2-4为叶片的俯视图

27、。图2-1 低压压气机第二级叶片榫头底部宽度测量过程图2-2 低压压气机第二级叶片平台位于前缘处厚度测量过程图2-3 低压压气机第二级叶片平台后缘处厚度测量过程图2-4 低压压气机第二级叶片顶部视图将测量数据整理进行整理后将数据列出到表1中。表1 低压压气机第二级叶片部分测量尺寸测量部位测量数据榫头沿发动机轴向长度26.38mm榫头底部宽度9.10mm榫头前缘距离叶片平台高度9.90mm榫头后缘距离叶片平台高度12.38mm榫头颈部宽4.46mm平台长度46.96mm平台宽度34.50mm平台位于前缘处厚度1.80mm平台位于中间处厚度2.46mm平台位于后缘处厚度1.80mm叶片根部起点距离

28、平台右边缘距离4.7mm叶片根部起点距离平台前边缘距离2mm叶片根部终点距离平台右边缘距离19.1mm叶片根部最厚处厚度1.4mm以下是叶片数据在原图上的标注，如图2-5、2-6所示。图2-5 发动机叶片榫头和平台的部分数据图2-6 发动机叶片平台数据2.2 建模过程发动机叶片的外形比较复杂，曲面较多，必须先想好发动机叶片建模的顺序。如图2-7可以看到发动机的叶片大致可以分为两个部分，一部分是叶片平台以下的榫头部分，另一半是叶片平台以上的叶片部分。榫头部分的形状较为简单，相比于叶片部分的形状更加的规则，由此我想从简到难来完成叶片的建模工作，先画出平台部分和榫头部分，并以此为基准来定位叶片的位置

29、。图2-7 低压压气机第二级叶片外观图打开UG NX12，新建一个模型文件并命名为CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片。先完成叶片平台的建模，平台可以看成是一个中间厚两边薄的一个薄片状的长方体，两边较薄的平台厚度为1.80mm，在长方体的中间位置有一块加厚的区域，加厚的区域的厚度为2.46mm。在整体坐标系的x-y平面上画出平台的草图，并拉伸到平台的最薄的厚度1.80mm。接下来是画叶片平台以下的榫头部分，榫头部分的横截面是一个类似于火车铁轨的样子。这一部分可以采用画出截面然后拉伸的方式进行，但是其中有一个麻烦的地方。榫头底部平面并不是平行于发动机叶片平台的，而是存在一定角度，这个角度可

30、以由榫头前缘距离叶片平台高度和榫头后缘距离叶片平台高度确定出来。先画出榫头在叶片前缘处的截面草图和后缘处的草图，如图2-8。图2-8 榫头前缘截面草图由草图可看出榫头颈部宽度为4.5mm（实际为4.46mm，软件只显示了两位数字，四舍五入显示为4.5mm），榫头前缘距离叶片平台高度为9.9mm，榫头底部宽度为9.1467mm，与测量数据有0.0467mm的误差，这是由于有些倒角和圆弧段无法准确测量引起。下一步确定拉伸的引导线，利用榫头前缘距离叶片平台高度9.90mm、榫头后缘距离叶片平台高度12.38mm和榫头沿发动机轴向长度26.38mm这三个数据。先利用榫头沿发动机轴向长度26.38mm确

31、定出榫头后缘平面的位置，确定方法如图2-9。图2-9 后缘平面位置确定图2-9，最左边是榫头前缘截面的俯视图，最右侧是确定处的榫头后缘所在平面的位置，由图中可以看出，前后缘距离为26.4mm（实际为26.38mm，软件只保留了一位小数显示），同时可以看到图中的矩形宽度为4.5mm（实际为4.46mm，软件只保留了一位小数显示），这里的矩形宽度为榫头颈部宽度。有了前后缘的平面位置和前后缘距离平台的距离就可以找到拉伸所需要的参考线了。先画出榫头后缘的截面草图，如图2-10。图2-10 榫头后缘截面草图在该图中，我已经把一部分曲线转化成了参考对象，从图中可以看出榫头后缘距离叶片平台高度12.4mm（

32、实际为12.38mm，软件只保留了一位小数显示），现在前后缘截面都已经确定出来，只需要一条直线将前后缘截面草图的对应点连接起来即可。我选取的两个参考点分别是前后缘颈部与头部的交接点，如图2-11。图2-11 拉伸参考线的确定在图2-11中，我已经把榫头前后缘草图的部分曲线转化成了参考线，所看到的结果就如图中所示，一条直线连接着前后缘截面的曲线，这条直线就是所需要的拉伸参考线，拉伸操作如图2-12。图2-12 榫头头部拉伸操作从图2-12中可以看出，拉伸截面线选取的是前缘草图，拉伸方向为参考线的方向，拉伸长度为参考线的长度。到此，发动机叶片榫头和平台倾斜问题得到了完美的解决。下一步就是画出榫头颈

33、部，颈部的部位依然采用草图加拉伸的方式得出，如图2-13。图2-13 榫头颈部拉伸操作从图2-13中可以看出，拉伸截面线选取的是后缘草图，拉伸的方向为X轴的负方向，拉伸长度为26.38mm，也就是榫头沿发动机轴向长度。仔细观察叶片榫头和叶片平台的连接处其并不是直接连接的，而是有一个小的平台在中间，这个小的平台便是叶片平台中部较厚的原因。依然采用草图加拉伸方式来建模。这时叶片平台和榫头的小平台有了一些冲突，只好将叶片平台往Z轴正方向挪动0.66mm，以此留出榫头小平台的厚度（小平台厚度为平台中间处厚度2.46mm减去平台两端处厚度1.80mm，得出挪动距离为0.66mm）。之后对边角处进行倒角处

34、理，叶片的榫头部分成品如下图2-14所示。图2-14 低压压气机第二级叶片平台及榫头建模最终效果图接下来是对发动机叶片的建模，发动机叶片比较复杂，它不是一个规则的几何图形，而是一个在三维空间中弯扭结合的几何形状，不过UGNX12中有个比较好用的建模方法，可以通过多个截面和引导线来构建实体。先在叶片的平台上画出叶片底部截面的草图，再画出叶片叶尖处的截面草图，为提高建模的还原程度可以再多选取几个截面画出草图，但是受限于测量条件，这里只做了叶根和叶尖截面，之后画出引导线，在利用UG的“通过曲线组”命令即可得出叶片模型。首先在平台处画出叶根截面的草图，如图2-15所示。由图2-15可以看出叶片前缘起点

35、距离平台右侧边缘距离为4.7mm、距离平台前缘距离为2mm，叶片后缘终点距离平台右侧边缘距离为19.1mm（由于测量条件的限制，以上三个数据有估测成分，与实际数据有差异）。并用同样的方法得出叶尖截面的草图。图2-15 叶根截面的草图下一步则是画出所需要的引导线，对于发动机叶片这种弯扭结合的物体，需要不止一条的引导线，我选择了画两条引导线，一条为叶片前缘的引导线，一条为后缘的引导线。两条引导线的数据来源于我用发动机叶片在纸上描出的曲线得出，描出的结果如图2-16所示。图2-16中，最左边的曲线为叶片的前缘曲线，中间为叶片的叶尖截面曲线，最右边为叶片后缘处的曲线。图2-16 纸上描出的叶片前缘、叶

36、尖截面和叶片后缘曲线在叶根截面、叶尖截面、前缘引导线和后缘引导线均完成后，开始用“通过曲线组”命令创建叶片时，不断出现报错。然后打算换一种思路，用扫掠的方式来进行建模，但是输出的结果为自相交。最后不得不采用填充曲面加缝合的方式进行建模工作。首先，我将叶片分为了四个面，叶尖截面、叶根截面、叶背曲面和叶盆曲面。点击填充曲面命令，选择叶尖截面草图，即可得到一个平面，即叶尖平面。同理完成叶根截面、叶背曲面和叶盆曲面。最后通过缝合命令将四个面缝合到一起，形成一个实体。完成后的效果图，如图2-17；以及叶片建模效果和实物图的对比，如图2-18。图2-17 低压压气机第二级叶片建模最终效果图2-18 建模效

37、果对比图（左侧为建模效果，右侧为实物图）2.3 带损伤叶片的成品展示及危害性介绍航空燃气涡轮发动机在使用的过程中其叶片往往会出现不同程度的损伤，其叶片的形状往往也会发生改变，在此我对叶片的一些常见的损伤也进行了建模工作。图2-8为前缘带凹坑缺陷的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片。压气机的前缘凹坑损伤的主要原因是发动机吸入外来物撞击叶片前缘形成的，且吸入的外来物一般为硬度较低、质量较重的物体。发动机压气机叶片前缘凹坑会降低发动机的安全性和可靠性。在发动机压气机叶片的凹痕处，叶片表面的气动外形发生改变，气动性能相比之前会有较大的下降。相比正常的发动机叶片，该类型损伤的发动机叶片前缘的流体

38、阻力会增大，压气机克服阻力做的功会增加，会消耗更多来自涡轮的驱动力，使压气机“变重”。除此之外，压气机叶片前缘的凹坑使其气动外形变得不再平滑，气流会容易在叶片前缘就出现涡流，扰乱叶片上的平滑气流，叶片上的气流也更容易出现气流分离，使发动机气动效率降低，压气机也更加容易喘振，影响发动机运行的稳定性。图2-8 前缘带凹坑缺陷的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片模型除了叶片气动外形的改变会影响发动机的运行外，叶片自身的机械性能也会受到损伤。在被外物撞击的部位，该位置上的金属组织结构会发生改变，晶粒会发生形变，晶粒的力学性能降低；除了晶粒的变形外，晶界会发生滑移，在晶界滑移中会使晶界出现微小的

39、裂纹，该裂纹会降低晶粒间的连接作用，使裂纹更加容易在凹坑中形成、发生和发展，进而形成更大的破坏。罗荣梅等人做了发动机外来物损伤和疲劳的寿命的相关研究，其结论是叶片的外来物造成的变形会使发动机叶片的疲劳寿命下降。图2-9为后缘变形的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片。压气机的后缘变形的主要原因是发动机吸入外来物撞击叶片后缘形成的，且吸入的外来物一般为硬度较低、质量较重的物体。压气机叶片后缘的变形会使叶片后缘的气动外形不再是设计时的优良气动外形，气流会发生严重的气流分离，影响压气机的效率，在该压气机叶片后方的涡流会扰乱下一级压气机叶片的进气攻角，进一步降低整个压气机的气动效率。在该叶片后面

40、的涡流会对下一级的叶片带来激振作用，对后级压气机引起强烈的振动，严重威胁发动机运行时的安全性和可靠性。除了叶片气动外形的改变会影响发动机的运行外，叶片自身的机械性能也会受到损伤。在被外物撞击的部位，该位置上的金属组织结构会发生改变，晶粒会发生形变，晶粒的力学性能降低；除了晶粒的变形外，晶界会发生滑移，在晶界滑移中会使晶界出现微小的裂纹，该裂纹会降低晶粒间的连接作用，使裂纹更加容易在凹坑中形成、发生和发展，进而形成更大的破坏。图2-9 后缘变形的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片模型图2-10为叶背带有划伤的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片。叶片背部的划痕一般是发动机吸入外来物

41、撞击叶背形成的，且吸入的外来物一般为硬度较高、质量较重的物体。压气机叶片背部的划痕位置，金属组织发生形变，晶粒出现变形，晶界出现滑移，晶粒间的连接变弱，裂纹容易在出现滑移的晶界处发生、发展。在划痕的最深处，会出现应力集中现象，使叶片的寿命降低，可靠性和安全性也受到不同程度的降低。图2-10 叶背带有划伤的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片模型图2-11为叶尖金属缺失的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片。叶尖出现金属缺失现象一般是发动机吸入的外来物撞击叶尖部位形成，且该外来物的质量和硬度都较大。叶尖位置出现金属材料的缺失会造成压气机的损失增大，从叶尖流到叶背的气流变多，压气机的效

42、率降低。在该叶片后部也会形成不同程度的湍流，影响后级的压气机叶片的攻角，该股湍流也会对后级叶片形成激振作用，增大叶片的振动，使发动机的振动强度增大，危害发动机的安全性和可靠性。叶尖缺失的金属材料会随着压气机的气流往发动机更深处运动，由于压气机叶尖的金属材料为钛合金，其硬度和密度都比一般的外来物要打，在被喷出发动机的过程中，很可能会对发动机其他部位造成严重的损伤。图2-11叶尖金属缺失的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片模型图2-12为叶根出现裂纹的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片。裂纹的出现一般是和疲劳相关的，首先叶根处受到的离心载荷很高、应力很大；加之发动机在启动和停车的循

43、环中，叶片根部的应力会出现周期性的增加和降低，有一个循环载荷的作用。在循环的应力加载中叶片容易出现细微的疲劳裂纹，且该裂纹在循环中不断扩展；疲劳形成的微小裂纹处出现应力集中现象，又由于压气机叶片高离心应力的工作环境，裂纹扩展更加迅速。压气机叶片根部出现的裂纹会大大降低叶根处的强度极限，且裂纹的扩展速度会随着裂纹长度的增加而增加，在叶根截面无法再承受叶片的离心载荷时就会发生断裂，叶片断裂的危害性可想而知。断裂的叶片随着气流往发动机后部运动，与发动机转子叶片发生碰撞，直到穿过发动机的核心机，从尾喷管喷出。由于低压压气机叶片本身的硬度、尺寸和重量都比高压压气机叶片的要大，会很容易地对高压压气机叶片形

44、成凹坑、撕裂、金属缺失等损伤，严重时会直接将高压压气机叶片打断形成更多的碎片。低压压气机叶片的碎片和高压压气机叶片的碎片一起往发动机后部运动，对后部的器件造成更大的损伤。在遭受的这种程度的损伤发动机多半会伴随着剧烈的振动而停车。好在目前发动机都有包容性设计断裂的叶片不会直接飞出发动机包容机匣而击中飞机机体和机翼部位。不过对于质量比压气机更大的叶片如风扇叶片，包容性设计不一定能起到作用。图2-12叶根出现裂纹的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片模型压气机叶片出现断裂这种毁灭性的损伤是不允许出现的，要对压气机叶片状态密切监视，对微小的裂纹做到早发现早处理，防止裂纹不断扩展而人不知的情况发生

45、。图2-13为叶片前缘出现撕裂的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片。这种现象的出现一般是由于发动机吸入的质量较大，硬度较高的小尺寸外来物撞击压气机叶片前缘形成的。图2-13 叶片前缘出现撕裂的CMF56-7B发动机低压压气机第二级叶片模型叶片前缘缺口处会出现应力集中现象，叶片的寿命、安全性和可靠性降低，裂纹也容易在缺口的底部发生发展，进而形成更大的破坏。37中国民航飞行学院航空工程学院毕业论文第三章 航空燃气涡轮发动机叶损伤检测方法研究无损检测技术是材料科学的一个分支，它在不改变、不损害材料和工件的状态及性能下，主要采用物理方法提取有关材料和攻坚结构与性能的连续性、均匀性信息对材料、工

46、件做出评定。即无损检测可以涉及材料缺陷（不连续性），工件结构缺陷（不连续性），物理和力学性能、成分分析、应力及尺寸测定等，但通常主要集中在对材料缺陷（不连续性）和工件结构缺陷（不连续性）的检验。在工业中，无损检测技术的主要应用在制造阶段、成品检验和在役检验。在制造阶段检验用于排除不合格的材料坯料和工序不合格品。在成品检测中用于鉴定产品对技术条件有关规定的符合性，确定验收或拒绝。在在役检测中用于监测产品运行中结构或状态的变化，以确保产品安全可靠的工作。无损检测技术也可用于设计阶段和对设计结构和设计思想的正确性。常规无损检测技术发展已有七十多年的历史。五十年代以前，主要是研究常规无损检测技术的基础技术和设备；五十年代至七十年代，完善常规无损检测技术的基本理论、改进常规无损检测技术的设备、研究新的无损检测技术；七十年代以后，以疲劳断裂理论为基础的损伤容限设计准则要求，无损检测技术提供准确的缺陷性质、尺寸、形状、方位。另一方面计算机技术和图像处理技术迅速发展，这些推动无损检测技术进入了一个新的发展时代。航空燃气涡轮发动机是现代民航飞机的心脏，航空燃气涡轮发动机的安全性直接影响到了飞机的安全和机上乘客及生命。为保证航空燃气涡轮发动机的安全性和可靠性，我们需要对其进行严密的检查。顾名思义无损检测就是在不对发动机造成损坏的情况下进行的检测，我们在飞