开题报告与文献综述.docx

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1、可靠性与系统工程学院工程硕士学位论文开题报告（2011版）论文题目：某发动机高涡叶片裂纹故障修理可行性研究工程领域：可靠性与系统工程研究方向：发动机可靠性学生姓名：唐海军指导教师：胡薇薇报告日期：2012年3月1日一 论文选题的背景和意义1.论文选题背景自1939年9月27日装有燃气涡轮喷气发动机（简称燃气涡轮发动机）的飞机在德国首次试飞成功以来，航空燃气涡轮发动机有了飞速发展。与活塞式发动机相比，燃气涡轮发动机在结构上非常简单，它只是讲转动的压气机和涡轮连接在同一根轴上，两者之间装有热源（燃烧室），空气连续不断的杯吸入压气机，并在其中压缩增压后，进入燃烧室中喷油燃烧成为高温高压燃气，再进入涡

2、轮中膨胀做功。显然，燃烧的膨胀功比如大于空气在压缩机中被压缩所需要的压缩功，使得有部分富余功可用被利用。可见，燃气涡轮发动机的膨胀功可用分为两部分：一部分膨胀功通过传动轴传给压气机，用以压缩吸入燃气涡轮发动机的空气；另一部分膨胀功则对外输出，作为飞机、舰船、车辆或发电机等的动力装置。自燃气涡轮发动机首次装机试飞成功以来，战斗机发动机已研制发展了四代。现役主力发动机n10等推重比8级的第三代发动机，已经趋于完善和成熟；F119等推重比l0级的第四代战斗机发动机已经或即将投入使用，具有高性能(高推重比等)、高可靠性、长寿命、低油耗、低信号特征、低全寿命期费用等特点，可满足战斗机的超声速巡航能力、良

3、好生存性隐身性、高机动性与敏捷性和低全寿命期费用等要求；在美国和欧洲的一些国家实施的综合高性能涡轮发动机技术(IH ET)计划和先进军用核心机(ACME)计划等开发和验证的技术保障下，已经开始对“第五代”战斗机发动机进行预研。回顾航空发动机的发展史，推重比式发动机水平的重要标志，推重比的提高是靠不断提高涡轮前温度、改善热力循环和气动设计、采用先进复杂的冷却结构和耐高涡材料、降低工作应力裕度等技术措施来实现的。发动机性能提高的同时，其工作条件越来越苛刻，结构件的应力水平越来越高。涡轮转子叶片是航空发动机最重要的结构件之一，是高温、高负荷、结构复杂的典型热端勾结，其性能和可靠性直接关系到发动机的性

4、能、耐久性、可靠性和寿命。对涡轮而言，现代先进航空发动机均有“三高”特征，即高温、高压和高转速。为了提高发动机的推重比，叶盘设计时采用比强度高的新材料；为了提高冷却效果，普遍采用复杂型腔的结构和新工艺。因此，叶片在工作中的载荷时相当苛刻的，涡轮转子叶片在发动机工作时，除承受转动产生的离心力、离心弯矩和离心扭矩，气动力产生的弯矩、扭矩和轴向力外，还要承受温度不均匀性引起的热应力，以及振动负荷等。在如此工作环境下，叶盘产生的故障一般有：断裂、疲劳裂纹、伸长或缩短量超标、外物打伤超过修理允许量、叶冠变形、使用过热或超温、腐蚀、渗层破坏等。分析其产生的原因，归纳起来主要有：包括热疲劳在内的低循环疲劳，

5、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。本文针对高压涡轮工作叶片叶尖裂纹故障的原理、表现、影响进行研究。虑叶尖裂纹修复的可行性，对叶尖裂纹故障进行修复性试验，验证修复后的叶片的可靠性。论文研究工作的意义以军用飞机为代表的现代武器装备的动力装置航空燃气涡轮发动机是一个典型的复杂机械系统，其结构复杂，工作状况恶劣，容易发生各种机械故障。涡轮叶片叶尖裂纹是涡轮叶片产生的主要故障之一，是涡轮叶片报废的主要原因之一，不仅影响了发动机使用，也大大增加了发动机费用。 叶片叶尖磨短损伤的修复能大大减少报废叶片的数量，减少发动机使用和修理费用。

6、因而，对叶尖磨短损伤的修复工作具有极为重要的意义。二 国内外最新研究成果和发展动态分析现代航空发动机越来越复杂，为提高其工作安全性，降低其维修成本，进行状态监视和故障诊断成为了发展趋势。航空燃气轮机发动机状态监测与故障诊断系统的研究始于60年代末。当时提出了对航空燃气涡轮发动机“视情维修”概念化，为了“视情”需要，就需要对发动机运行过程中的工作状态有全面准确的了解，因此提出了对发动机技术状态进行监视的要求，这一要求推动了发动机状态监控技术的发展，随着测试技术、电子技术、计算机技术的发展和发动机状态监视经验的不断丰富，发动机故障检测诊断系统现在有了很大的发展，许多与之配套的硬件、软件系统也相继产

7、生。目前国内外对，目前国内外关于本论文研究内容的大方向的研究有很多。国外，波音公司、英国罗罗等公司在早期研制的阶段都发生过类似的故障问题，且做了大量的研究工作，取得了很多研究成果，技术方面相对成熟。国内关于航空发动机的起动热悬挂的文献相对比较少，主要集中在民航以及燃气轮机方面的研究。由于国内在该方面的研究工作起步较晚，技术水平相对落后，主要在理论分析方面，开展了一些研究工作。近些年，在国家有关计划项目的资助下，中国燃气涡轮研究院、中航动力研究所、中国民用航空局以及一些高校开展了研究工作，也获得了一些有益的结果，积累了一定的经验，且与国外的差距也逐渐缩小。目前，我国科研投入越来越多，设备越来越复

8、杂，自动化程度也越来越高，因此故障诊断问题变得越来越突出。如何利用现有的故障诊断知识和经验已经成为研制进程的关键环节。同时，开展发动机故障模式影响分析FMEA工作，对发动机所有可能潜在的故障模式作出分析并研究故障产生的原因，最终形成故障树，对于有效实施发动机的排故、维修以及设计改进工作具有重要意义。三 论文研究方案对于叶片叶尖磨短损伤的修复上世纪90年代前多采用GTAW或PTAW焊修，但这种工艺仅可采用硬度较低固溶强化的Ni基合金材料。90年，GE公司研发了激光熔敷接长修复，可以采用较耐磨的Ni基或Co基修复材料。在国内，1990年应用激光表面仿形熔铸接长技术，成功地将某验证机磨短了1.2mm

9、的叶片全部修复完好。2005年采用IMR-03焊料、激光熔焊技术成功修复高涡叶片。随着发动机技术的发展，发动机总使用寿命和翻修寿命的延长，本型航空发动机高压涡轮工作叶片涂层材料发生改变，原叶尖裂纹修复的技术已经不能满足现有发动机的使用要求，因此，需研究新的修复技术解决高涡叶片叶尖裂纹故障。本文所提涡轮叶片为气膜-对流混合式空心气冷的换热结构无余量精铸叶片，表面涂有高温防护层。高温防护涂层分为两种：原涂层为涂层+扩散层的双层结构，外表面为NiCrAlY涂层，内层为Al与基体的扩散层，以NiAl相为主；新涂层是经过交互扩散的以NiAl相为主的热渗涂层。热处理方面，原涂层叶片经1230 10h恢复性

10、能热处理，新热渗涂层的叶片需要1050 255min 涂层扩散热处理。两种涂层与基体材料的结合强度差异，致使新涂层性能优于原涂层。由于涂层体系和热处理制度的改变，需要对原有焊接工艺进行重新评价。此外，原修复工艺需去除叶片表面防护涂层，使叶片壁厚减薄，修理次数受到限制，能否不去除涂层而直接对损伤区进行修复，也是本文研究的重点之一。根据以上分析，考虑将高涡叶片在带渗层的前提下对叶尖裂纹进行局部激光焊接修理试验，焊后叶片进行1050辅助热处理。1.研究目标通过本研究，将高压涡轮叶片叶尖磨短损伤进行修复，能大大减少报废叶片的数量，减少发动机使用和修理费用。2.主要研究内容本文围绕燃气涡轮发动机涡轮叶片

11、叶尖裂纹故障开展研究，通过对叶尖裂纹故障进行分析，查阅国内外相关故障修复的技术，针对该涡轮叶片裂纹故障特点，明确修复方案。同时，利用相关试验验证，落实解决方案的可靠性。3.拟采用的研究方法及可行性分析3.1关键技术及难点由于发动机涡轮叶片结构复杂，工作环境恶劣，各种作用力集中，因而对叶片叶尖裂纹的修复及其应用带来了一定的难度。具体关键技术及难点表现如下：（1）裂纹修复方法的制定；（2）叶尖裂纹修复的实际操作；（3）试验验证。3.2研究方法及可行性分析针对故障现象，查找相应解决方案，采用理论与实践相结合的方式开展研究工作，完成本研究工作，并最终形成论文。本人从事发动机行业工作已经5年，主持并参与

12、过诸多发动机技术的攻关工作，具备较高的理论分析、仿真计算及试验分析能力。同时，公司与校内的导师，理论基础扎实，具有大量的工程经验，指导本人制定合理的技术路线，利用合理的科研人员配置以及齐全的试验设备，具备完成本论文研究的能力。四 预期达到的目标及研究成果通过本研究，能成功将涡轮叶片叶尖裂纹修复并通过试验验证，满足叶片装机使用要求。研究成果：论文一份五 论文详细进度安排按学院工程硕士培养方案要求，结合本人及单位的实际情况，具体论文进度安排如下表：表 研究进度安排序号研究进度研究内容完成标志备注12012年3月1.相关修复技术资料查阅；2.结合叶片实际情况制定修复方法。阶段研究报告22012年5月

13、裂纹故障焊接修复。阶段研究报告22012年6月8月试验考核验证。阶段研究报告32013年3月前完成论文硕士论文六 主要参考文献1 陈光.航空发动机结构设计分析.北京航空航天大学出版社，2006.2 肖陵，林秀荣，马枚.航空发动机结构优化.北京航空航天大学出版社，1991.6。3 赵士杭编著.燃气轮机结构.清华大学，19814 王琴芳著.航空燃气涡轮发动机原理.南京航空航天大学，2002.75 尚义著.航空燃气涡轮发动机.航空工业出版社，19956 张宝诚著.吴大观校.航空发动机试验技术.航空工业出版社，19897 杜鹤龄著.航空发动机高空模拟.国防工业出版社，2002.58 范作民,孙春林,白

14、杰.航空发动机故障诊断导论.北京:科学出版社，2004-089 可靠性、维修性、保障性总论杨为民等著，10 费清严著.航空发动机系统设计与故障检修技术.中国知识出版社，200611 苏清友著.航空涡喷、涡扇发动机主要零部件定寿指南.航空工业出版社，200412 孙健国著.现代航空发动机多变量控制系统.北京航空航天学出版社，2005.1013 飞机燃气涡轮发动机的起动.国外航空技术，197714 波音飞机用的辅助动力装置技术说明书 航空动力机械研究所译，198915 Mattingly J D，Heiser W H，Pratt D TAircraft engine design2nd edAIA

15、A Education Series，200516 C. Rodgers (1983) The Performance of Single Shaft Gas Turbine Load Compressor Auxiliary Power Units, AIAA, New York.17 L. A. Fizer (1984) Electric Direct Current Starter Motor for Gas Turbine Engines, SAE Technical Paper , SAE, Warrandale, Pennsylvania.18 Design,Development

16、 and Production of the IAE V2500 Engine Air Turbine Starter System.Allied Signal Aerospace 1993一 中英文摘要和关键词1.中文摘要摘 要涡轮转子叶片是航空发动机最重要的结构件之一，是高温、高负荷、结构复杂的典型热端勾结，其性能和可靠性直接关系到发动机的性能、耐久性、可靠性和寿命。涡轮转子叶片在发动机工作时，除承受转动产生的离心力、离心弯矩和离心扭矩，气动力产生的弯矩、扭矩和轴向力外，还要承受温度不均匀性引起的热应力，以及振动负荷等。在如此工作环境下，涡轮叶片叶尖裂纹成为了涡轮叶片的主要故障之一，也是是

17、涡轮叶片报废的主要原因之一，不仅影响了发动机使用，也大大增加了发动机费用。关键词：涡轮转子叶片，环境，裂纹，故障。2.英文摘要AbstractWhen aero engine or ground gas turbine starting it need be driven by starter, and when the rotation speed up to some value the fuel is injected and ignition is started. Increasing gradually supply oil flow, the gas temperature go

18、es up, and up to some temperature the power produced by turbine is equal to that consumed by compressor, at which the turbine are capable of driving the compressor. Herefrom the turbine cooperates with the starter to make the compressor rotate. If continuing to increase the supply oil flow the turbi

19、ne power will further go up. The starter will not disconnect until the turbine work achieves a certain storage extent, at which the engine automatically enter the status of “idling rotated speed” and the start process ends.Stating is a complex process that the electric system, fuel system and other

20、systems work together. Meanwhile, heat suspension is a constant fault during starting, which represents the temperature suddenly rise or even exceed standard while the rotation speed of engine increase slowly or even keep unchanged when starting at ground or air. The main reasons of this are rich-fu

21、el combustion, decreased combustion efficiency, and deficient residual turbine power as the result of the high starting temperature, which it is gently spoken to make the starting fail and seriously to damage the engine parts that influence the engine usage safety.Key words: engine, starting system,

22、 fault diagnose, test.二 研究方向阅读文献的概述对燃气涡轮发动机的故障研究与分析可以分为两方面问题：其一是对故障发动机进行分解拆卸，对故障进行断口及裂纹分析及寿命评估，发现其故障原因和机理，从而发现设计的薄弱环节并改进之。其中故障模式影响分析是实施发动机故障分析的重要方法和手段；其二，在不进行发动机分解的情况下，仅仅通过检测故障发动机的有限检测参数来实现故障定位、定性及定因。燃气涡轮发动机由于存在强烈非线性、非平稳性、不确定性等复杂系统特征，导致了基于传统经典数学理论建模求解的困难性，因此基于多源、异构、不完备、不确定信息的复杂系统的状态诊断问题变得极富挑战性。本论文研究

23、方案针对燃气涡轮发动机起动热悬挂故障，从发动机起动工作原理出发，分析发动机起动各系统组成结构及工作原理，查找出现引起热悬挂故障的各种原因，并通过对发动机燃油系统的供油控制附件（主燃油增压泵）特性试验、地面发动机试车调整试验验证，找出引起发动机热悬挂故障的原因，排除故障，并将解决措施贯彻到发动机上按照本工程领域培养方案的规定，结合论文的研究方向“发动机起动过程热悬挂故障”，进行文献的检索与阅读工作。检索的主题词包括：发动机原理与性能、发动机起动系统原理、发动机可靠性应用、故障诊断等，其中，检索出的各种类型的文献篇数达到80多篇，为了能够使检索到文献发挥最大指导参考性作用，从中精选十几篇文献资料进

24、行仔细研读。检索的文献中涵盖了发动机原理与性能、起动系统原理、可靠性系统工程应用以及故障诊断等方面的内容，中文文献14篇，英文文献4篇。文献15内容关于发动机结构与原理方面；文献67内容关于发动机试验技术方面；文献810内容关于可靠性与故障诊断方面；文献11内容关于发动机燃烧技术；文献1214内容关于起动系统与控制方面。最后的4篇英文文献，其中包含2篇发动机设计与性能、2篇起动系统方面内容。这18篇文献资料是针对本论文的研究内容进行检索，对完成本研究工作具有重要的指导意义。三 所述研究方向国内外的研究现状、最新研究成果及发展趋势现代航空发动机越来越复杂，为提高其工作安全性，降低其维修成本，进行

25、状态监视和故障诊断成为了发展趋势。航空燃气轮机发动机状态监测与故障诊断系统的研究始于60年代末。当时提出了对航空燃气涡轮发动机“视情维修”概念化，为了“视情”需要，就需要对发动机运行过程中的工作状态有全面准确的了解，因此提出了对发动机技术状态进行监视的要求，这一要求推动了发动机状态监控技术的发展，随着测试技术、电子技术、计算机技术的发展和发动机状态监视经验的不断丰富，发动机故障检测诊断系统现在有了很大的发展，许多与之配套的硬件、软件系统也相继产生。目前国内外对，目前国内外关于本论文研究内容的大方向的研究有很多。国外，波音公司、英国罗罗等公司在早期研制的阶段都发生过类似的故障问题，且做了大量的研

26、究工作，取得了很多研究成果，技术方面相对成熟。国内关于航空发动机的起动热悬挂的文献相对比较少，主要集中在民航以及燃气轮机方面的研究。由于国内在该方面的研究工作起步较晚，技术水平相对落后，主要在理论分析方面，开展了一些研究工作。近些年，在国家有关计划项目的资助下，中国燃气涡轮研究院、中航动力研究所、中国民用航空局以及一些高校开展了研究工作，也获得了一些有益的结果，积累了一定的经验，且与国外的差距也逐渐缩小。目前，我国科研投入越来越多，设备越来越复杂，自动化程度也越来越高，因此故障诊断问题变得越来越突出。如何利用现有的故障诊断知识和经验已经成为研制进程的关键环节。同时，开展发动机故障模式影响分析FMEA工作，对发动机所有可能潜在的故障模式作出分析并研究故障产生的原因，最终形成故障树，对于有效实施发动机的排故、维修以及设计改进工作具有重要意义。四 结论通过对参考文献的研读，对发动机原理与性能、发动机起动系统原理、发动机可靠性应用、故障诊断等相关内容有了深入的理解，文献内容丰富，对完成本研究具有重要的指导意义，且研究方法科学合理