基于逆向工程技术与UG软件涡轮叶片疲劳分析

涡轮叶片精铸全过程

涡轮叶片精铸全过程及其影响因素 无余量熔模精密铸造目前为涡轮叶片制造的最佳手段。其工艺流程主要包括型芯模具的设计与制造、压制型芯、蜡模模具的设计与制造、装配注蜡、涂浆制壳、干燥型壳、脱蜡、烧结、浇注金属、脱壳脱芯、激光打孔等环节。 模具的设计定型：1、精铸模具型腔体设计，首先建立叶片零件模型，包括叶身、缘板、榫头伸根的内型特征，以此构建叶身实体。此后进行叶片的多态模型转化，由叶片零件模型转化到型腔体模型。2、型腔优化及精铸仿真，根据铸件的收缩原理采用反变形优化工艺方法对型腔进行放型最终得到模具型腔。3、精铸模具结构设计与制造，确定核心包络块并设计叶片精铸模具模架，再由模具标准件经机械加工、表面处理、装配、检测、修模到定型。模具结构的合理性和尺寸精度对于熔模精铸件十分重要。设计制造高质量的内外型模具即精铸模具就成为精密熔模铸造技术的关键。 陶瓷型芯的制造：在叶片蜡型压制之前是需制作设计陶瓷型芯模具，并压制合格陶瓷型芯。陶瓷型芯的制备包括浆料的配制、型芯压制、型芯素肧的修理、烧结、强化及其过程质量控制与检验等。决定浆料性能的因素有陶瓷粉料的成分与颗粒形状、增塑剂的成分和性质、粉料和增塑剂的比例等。陶瓷型芯的质量很大程度上取决于素胚的压制质量，压制压力、锁模压力、浆料温度、保压时间等是影响陶瓷型芯压制质量的主要原因。 蜡模的制造工艺：合格的蜡型是制备精密铸件的前提，压制蜡型时，将陶芯放入蜡型模具中，并依靠定位元件对其定位。生产中大多采用压力把糊状模料压入压型的方法制造熔模。压制蜡基模料时，分型剂可为机油、松节油等；分型剂层越薄越好，使熔模能更好地复制压型的表面，提高熔模的表面光洁度。模料压制温度、压注压力、保压时间、压型温度、和模力、分型剂种类及其用量，以及制模和存放熔模的环境都会影响蜡模的质量。 熔模铸型的制造工艺：首先是熔模的组装，把形成铸件的熔模和形成浇冒口系统的熔模组合在一起，主要采用焊接法，用薄片状的烙铁，将熔模的连接部位熔化，使熔模焊在一起。后再经过若干次涂料、挂砂，干燥硬化，密封加固，脱蜡，焙烧最终制成型壳。型壳的性能与质量取决于面层与加固层材料的性能、相应涂挂工艺和过程控制。

航空发动机涡轮叶片

摘要 摘要 本论文着重论述了涡轮叶片的故障分析。首先引见了涡轮叶片的一些根本常识；对涡轮叶片的结构特点和工作特点进行了详尽的论述，为进一步分析涡轮叶片故障做铺垫。接着对涡轮叶片的系统故障与故障形式作了阐明，涡轮叶片的故障形式主要分为裂纹故障和折断两大类，通过图表的形式来阐述观点和得出结论；然后罗列出了一些实例（某型发动机和涡轮工作叶片裂纹故障、涡轮工作叶片折断故障）对叶片的故障作了详细剖析。最后通过分析和研究，举出了一些对故障的预防措施和排除故障的方法。 关键词：涡轮叶片论述，涡轮叶片故障及其故障类型，故障现象，故障原因，排除方法

ABSTRACT ABSTRACT This paper emphatically discusses the failure analysis of turbine blade.First introduced some basic knowledge of turbine blades;The structure characteristics and working characteristics of turbine blade were described in she wants,for the further analysis of turbine blade failure Then the failure and failure mode of turbine blades;Turbine blade failure form mainly divided into two major categories of crack fault and broken,Through the graph form to illustrate ideas and draw conclusions ;Then lists some examples(WJ5 swine and turbine engine blade crack fault,turbine blade folding section)has made the detailed analysis of the blade.Through the analysis and research,finally give the preventive measures for faults and troubleshooting methods. Key words: The turbine blades is discussed，turbine blade fault and failure type，The fault phenomenon，fault caus，Elimination method

涡轮叶片的材料和制造工艺

涡轮叶片的材料和制造工艺 涡轮叶片是航空发动机的关键件，其承受温度的能力是评价发动机性能和决定发动机寿命上的重要因素，为了使涡轮叶片获得高耐温能力，应从两方面进行考虑：铸造工艺和叶片材料。 涡轮叶片的工作环境极其恶劣，一方面叶片的工作温度很高，对于航机的涡轮进口温度最高已达1950℃,因此要求叶片材料在高温下应具有较高的持久强度和蠕变强度，足够的韧性，良好的抗热疲劳和机械疲劳性能，以及较高的抗高温氧化和抗热腐蚀能力。另一方面，由于叶片承受温度的不均匀性，使其存在很高的热应力，并且燃机在变工况时将承受很大的热冲击，所以要求叶片拥有耐热冲击能力。随着大推力、高效率、长寿命的涡轮发动机的发展，需要不断提高涡轮进口燃气温度，为适应这一要求，无论叶片结构还是叶片材料都应不断改进以提高其耐高温能力。 无余量熔模精密铸造目前为涡轮叶片制造的最佳手段。其工艺流程主要包括型芯模具的设计与制造、压制型芯、蜡模模具的设计与制造、装配注蜡、涂浆制壳、干燥型壳、脱蜡、烧结、浇注金属、脱壳脱芯、激光打孔等环节。 模具的设计定型：1、精铸模具型腔体设计，首先建立叶片零件模型，包括叶身、缘板、榫头伸根的内型特征，以此构建叶身实体。此后进行叶片的多态模型转化，由叶片零件模型转化到型腔体模型。2、型腔优化及精铸仿真，根据铸件的收缩原理采用反变形优化工艺方法对型腔进行放型最终得到模具型腔。3、精铸模具结构设计与制造，确定核心包络块并设计叶片精铸模具模架，再由模具标准件经机械加工、表面处理、装配、检测、修模到定型。模具结构的合理性和尺寸精度对于熔模精铸件十分重要。设计制造高质量的内外型模具即精铸模具就成为精密熔模铸造技术的关键。 陶瓷型芯的制造：在叶片蜡型压制之前是需制作设计陶瓷型芯模具，并压制合格陶瓷型芯。陶瓷型芯的制备包括浆料的配制、型芯压制、型芯素肧的修理、烧结、强化及其过程质量控制与检验等。决定浆料性能的因素有陶瓷粉料的成分与颗粒形状、增塑剂的成分和性质、粉料和增塑剂的比例等。陶瓷型芯的质量很大程度上取决于素胚的压制质量，压制压力、锁模压力、浆料温度、保压时间等是影响陶瓷型芯压制质量的主要原因。 蜡模的制造工艺：合格的蜡型是制备精密铸件的前提，压制蜡型时，将陶芯放入蜡型模具中，并依靠定位元件对其定位。生产中大多采用压力把糊状模料压入压型的方法制造熔模。

如何用UG做逆向设计教学内容

介绍了在逆向工程中如何用UG做逆向设计。一般是先输入测得的数据点云，根据数据点连线，然后构建曲面。最后又介绍了把片体构造为实体的过程和方法。 一、前言 传统的产品设计一般都是“从无到有”的过程，设计人员首先构思产品的外形、性能以及大致的技术参数等，再利用CAD建立产品的三维数字化模型，最终将模型转入制造流程，完成产品的整个设计制造周期，这样的过程可称为“正向设计”。而逆向工程则是一个“从有到无”的过程，就是根据已有的产品模型，反向推出产品的设计数据，包括设计图纸和数字模型。 逆向工程的专业软件有Surfacer、ICEM、CopyCAD和RapidForm等，这些软件非常适合处理大量扫描的点云数据。例如，对一个小车的外型进行激光扫描，大约可以得到3 0万个测量点，通过专业的Surfacer软件建构而得到数字模型，达到了预期的效果。同时，我们也对UG在逆向工程中的应用进行了探索，在过程中得到了一些经验，下面详细介绍如下。 二、数据点的输入 用UG软件做逆向工程，使用的测量设备大多都是接触式手动三坐标划线机，主要针对剖面、轮廓和特征线进行测量，测量的数据点不是很多，UG处理起来也比较容易。 但是本文的车模型用激光扫描测到的数据点多达30万个，这么多的数据点输入UG是很困难的，因此我们在Surfacer软件里对点云数据进行了除噪、稀疏等预处理。而为了准确地保持原来的特征点和轮廓点，我们大体构造了轮廓线和特征线，和点云数据一起导入U G中，如图1所示。 图1输入数据 三、通过点构造曲线 1.在连线过程中，一般是先连特征线点，后连剖面点。在连线前应有合理的规划，根据此车的形状和特征确定如何分面，以便确定哪些点应该连接，并对以后的构面方法做到心中有数，连线的误差一般控制在0.4mm以下。

大修航空发动机涡轮叶片的检修技术示范文本

大修航空发动机涡轮叶片的检修技术示范文本 In The Actual Work Production Management, In Order To Ensure The Smooth Progress Of The Process, And Consider The Relationship Between Each Link, The Specific Requirements Of Each Link To Achieve Risk Control And Planning 某某管理中心 XX年XX月

大修航空发动机涡轮叶片的检修技术示 范文本 使用指引：此解决方案资料应用在实际工作生产管理中为了保障过程顺利推进，同时考虑各个环节之间的关系，每个环节实现的具体要求而进行的风险控制与规划，并将危害降低到最小，文档经过下载可进行自定义修改，请根据实际需求进行调整与使用。 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。 1.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。 1.1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。 1.2无损检测 在修理前，使用先进的检测仪器对叶片的叶型完整性

高压涡轮叶片定向凝固技术

RENE150定向凝固高温合金涡轮叶片 摘要： 政府和工业界4年合作项目，属于MATE先进涡轮发动机材料项目，经改善铸造和加工方法的镍基高温合金RENE150定向凝固转子零件已经实施用于发动机测试。该部件制造用于CF6-50高压一级涡轮转子叶片，本项目的目标是：（1）表明在推力可调、先进的商用CF6-50发动机（提升燃油效率1.45%sfc）上提高运行温度的能力；（2）改善叶片铸造工艺，该工艺允许叶片在保证质量的前提下不超过原RENE80叶片制造成本的1.5倍。 本项目分成八个任务： TASK1：包括涡轮叶片的设计和分析; TASK2：包括合金制备和评估、机匣/核心机选择、初步铸造参数设计; TASK3：包括RENE150涡轮叶片外部涂层系统的适配和选择; TASK4：确定RENE150涡轮叶片铸造工艺，包括试制铸造过程和项目铸造成本分析。 TASK5：包括涡轮叶片成品制造，该叶片用于部件试验； TASK6：包括用于发动机试车的成品叶片制造； TASK7：包括地面发动机RENE150涡轮叶片成品测试； TASK8：地面发动机测试结果分析。 第二册文件是TASK5核心机试车结果和最后两个任务的结论。

RENE150高压涡轮叶片已成功完成投产型DS铸造，有涂层和没有涂层两种叶片机械和物理性能符合设计要求，叶片已完成加速持久试车，结论在第二册中分别给出。 1 概述 本项目的任务是扩大先进的DS涡轮叶片合金Rene150在CF6-50发动机HPT一级涡轮叶片的应用范围。本次扩展应用将许可RENE150提升运行温度（超过RENE80）以期实现商用发动机CF6-50提升1.45%燃油效率。本项目将通过改进铸造工艺，使得该叶片制造成本能够在不超过Rene80叶片1.5倍的前提下，完成批量生产。 项目开始阶段使用的是1977年9月的RENE150性能数据（见表1），初步设计分析确定RENE150材料应用于CF6-50叶片上时抗温度、载荷和应力的性能。该分析表明RENE150可应用于CF6-50一级高压涡轮叶片设计。通过研究空气冷却模式，确定其对叶片温度、应力和寿命的影响，并改进叶片冷却结构（对完成发动机试车验证是必须的）。相对RENE80叶片，RENE150涡轮叶片冷却性能改进后实现提升平均使用温度56℃（100℉）。去除一排进气边冷却孔，如图1所示，在叶片底部使用一个节流板控制进入叶片空气量。 与初始设计活动并行开展RENE150合金的采购和验证工作以满足整个项目需求。共采购1.6吨定型RENE150合金。该铸件已完成基于GE标准的测试验证，包括化学分析，可铸性、拉伸和应力断裂测试。

UG逆向工程说课讲解

逆向工程（Reverse Engineering，RE）是对产品设计过程的一种描述。在工程技术人员的一般概念中，产品设计过程是一个从无到有的过程：设计人员首先构思产品的外形、性能和大致的技术参数等，然后利用CAD技术建立产品的三维数字化模型，最终将这个模型转入制造流程，完成产品的整个设计制造周期。这样的产品设计过程我们可以称之为“正向设计”。逆向工程则是一个“从有到无”的过程。简单地说，逆向工程就是根据已经存在的产品模型，反向推出产品的设计数据（包括设计图纸或数字模型）的过程。 随着计算机技术在制造领域的广泛应用，特别是数字化测量技术的迅猛发展，基于测量数据的产品造型技术成为逆向工程技术关注的主要对象。通过数字化测量设备（如坐标测量机、激光测量设备等）获取的物体表面的空间数据，需要经过 逆向工程技术的处理才能获得产品的数字模型，进而输送到CAM系统完成产品的制造。因此，逆向工程技术可以认为是“将产品样件转化为CAD模型的相关数字化技术和几何模型重建技术”的总称。 逆向工程的实施过程是多领域、多学科的协同过程。从图1中我们可以看出，逆向工 程的整个实施过程包括了测量数据的采集/处理、CAD/CAM系统处理和融入产品数据管 理系统的过程。因此，逆向工程是一个多领域、多学科的系统工程，其实施需要 人员 和技术的高度协同、融合。 三、逆向工程在CAD/CAM体系中的应用 逆向工程技术并不是孤立的，它和测量技术、CAD/CAM技术有着千丝万缕的联系。 从理论角度分析，逆向工程技术能按照产品的测量数据建立与现有CAD/CAM系统完全 兼容的数字模型，这是逆向工程技术的最终目标。但凭借目前人们所掌握的技术，包 括工程上的和理论上的（如曲面建模理论），尚无法满足这种要求。特别是针对 目前 比较流行的大规模“点云”数据建模，更是远没有达到直接在CAD系统中应用的程度

航天发动机涡轮叶片失效分析

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，高温1600-1800度长期工作、要承受300米/秒左右的风速、高负荷（根据作用力的大小确定）、结构复杂的典型热端机械构件，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。

NX逆向工程造型的一般方法和技巧

在产品的开发及制造过程中，几何造型技术已使用得相当广泛。但是，由于种种原因，仍有许多产品并非由CAD模型描述，设计和制造者面对的是实物样件。为了适应先进制造技术的发展，需要通过一定途径，将这些实物转化为CAD模型，使之能利用CAD、CAM等先进技术进行处理。 目前，与这种从实物样件获取产品数学模型技术相关的技术，已发展成为CAD、CAM中的一个相对独立的范畴，称为“反求工程”（Reverse Engineering）。通过反求工程复现实物的CAD模型，使得那些以实物为制造基础的产品有可能在设计与制造的过程中，充分利用CAD、CAM等先进技术。由于反求工程的实施能在很短的时间内准确、可靠地复制实物样件，因此反求工程成为当前企业先进制造技术的热门话题之一。 利用一些非专业的逆向设计软件（如：UG、Pro/ENGINEER、CATIA等）和一些专业的逆向设计软件（如：Surfacer、CopyCAD、Trace等）进行逆向造型是现阶段反求工程在企业应用的典型例子。由于公司新产品开发需要，笔者利用UG软件进行零件的反求在外形复杂的汽车冲压件的逆向造型设计中取得较好应用效果。我们选择的测量设备是英国LK 公司的三坐标测量机，可以用来测量特征的空间坐标、扫描剖面、测量分型线以及轮廓线。此设备获得点的数据量不像激光扫描仪扫描的那么大，所以用一些非专业的逆向设计软件是很合适的。 国际模具网 UG的逆向造型遵循：点→线→面→体的一般原则。 国际模具网 一、测点测点之前规划好该怎么打点。由设计人员提出曲面打点的要求。一般原则是在曲率变化比较大的地方打点要密一些，平滑的地方则可以稀一些。由于一般的三坐标测量机取点的效率大大低于激光扫描仪，所以在零件测点时要做到有的放矢。值得注意的是除了扫描剖面、测分型线外，测轮廓线等特征线也是必要的，它会在构面的时候带来方便。 二、连线 (1)点整理连线之前先整理好点，包括去误点、明显缺陷点。同方向的剖面点放在同一层里，分型线点、孔位点单独放一层，轮廓线点也单独放一层，便于管理。通常这个工作在测点阶段完成，也可以在UG软件中完成。一般测量软件可以预先设定点的安放层，一边测点，一边整理。 (2)点连线连分型线点尽量做到误差最小并且光顺。因为在许多情况下分型线是产品的装配结合线。对汽车、摩托车中一般的零件来说，连线的误差一般控制在0.5mm以下。连线要做到有的放矢，根据样品的形状、特征大致确定构面方法，从而确定需要连哪些线条，不

燃气轮机涡轮叶片多轴疲劳_蠕变寿命研究_彭立强

第22卷第2期燃气涡轮试验与研究Vol.22,No.2 2009年5月Gas Turbine Experiment and Research May,2009 燃气轮机涡轮叶片多轴疲劳/蠕变寿命研究 彭立强，王健 (大连理工大学汽车工程学院，辽宁大连116023) 摘要：本文针对电厂用燃气轮机涡轮转子叶片工作环境，对Manson-Coffin多轴疲劳预测方程和SWT公式进行修正，同时采用尚德广多轴疲劳损伤参量，给出涡轮叶片新的疲劳寿命预测方法，以适应涡轮叶片高温变幅非比例加载 下的疲劳损伤情况。通过算例计算了某涡轮叶片疲劳寿命及10000h的总损伤，其结果与叶片实际疲劳破坏相吻合， 验证了该高温多轴疲劳损伤计算模型的准确性。 关键词：涡轮叶片；高温多轴疲劳；疲劳寿命；蠕变；燃气轮机 中图分类号：TK47文献标识码：A文章编号：1672-2620(2009)02-0034-04 Research of Multiaxial Fatigue-creep Life Prediction for Turbine Blade PENG Li-qiang，WANG Jian (School of Automotive Engineering，Dalian University of Technology，Dalian116023，China) Abstract：This paper amended Manson-Coffin equation of multiaxial fatigue prediction and SWT formula, based on the working condition of gas turbine blade in power generation application.Also,this paper brought forward a new method of fatigue life prediction of turbine blade for non-proportional loading of turbine blade fatigue damage at high temperature with using SHANG De-guang multiaxial fatigue damage model.A prediction was made to turbine blade fatigue life and the total damage after10000hours,which was consistent with the actual blade fatigue damage.So the model of multiaxial fatigue prediction was validated. Key words：turbine blade；multiaxial fatigue at high temperature；fatigue life；creep；gas turbine 1引言 燃气轮机作为大型动力装置，广泛应用于发电及各种工业领域。电厂用燃气-蒸汽轮机联合循环发电机组中的燃气轮机涡轮叶片是燃气轮机中承受温度载荷最剧烈和工作环境最恶劣的部件之一，在高温下要承受很大、很复杂的应力和应变。涡轮叶片在工作时不仅要承受很大的离心载荷、热载荷、气动载荷等，同时还要承受燃气腐蚀、氧化等作用。燃气轮机涡轮叶片疲劳寿命研究对确保热力发电设备的安全、经济运行具有重要意义。 高温疲劳主要研究材料在疲劳和蠕变共同作用下的力学行为。应该指出，“高温”这个概念通常是指使金属点阵中的原子具有较大的热运动能力的温度环境，它因不同的材料而异。一般认为，当合金的工作温度与合金熔点的比值大于0.5时，材料的蠕变现象不可忽略，这时认为零件处于高温工作状态。多轴疲劳是指多向应力或应变作用下的疲劳，也称复合疲劳。 当前，涡轮叶片疲劳寿命预测理论主要基于局部-应力应变的疲劳寿命预测模型，该方法通常采用经典Manson-Coffin方程的Morrow修正公式，同时利用Von-Mises等效应变方法[1]或采用SWT损伤公式[2]。以上方法基本为高温单轴寿命预测方法，经修正和改进后可推广到高温多轴疲劳寿命预测中。然而，直接采用单轴推广过来的疲劳损伤参量来预 收稿日期：2008-10-20；修回日期：2009-04-10 基金项目：国家重点基础研究发展计划—— —973计划(2007CB70770103) 作者简介：彭立强(1983-)，男，山东巨野人，硕士研究生，主要从事燃气轮机零部件强度及疲劳寿命研究。34

UG逆向工程应用实例析-正向造型法

UG逆向工程应用实例析－正向造型法 本文通过一个电子产品的外壳点云的逆向造型实例讲解UG中点云处理方法和规则外形的逆向造型基本原则，了解UG在处理不同的数据源下的逆向造型方法。掌握基本的外形拆分方法和外形判断方法。 1. 正向造型法对大多CAD软件来说，逆向造型和正向造型并没有本质的区别，唯一的不同是数据来源不同。所以对于一些特定类型的造型，可以考虑用正向造型的方法来实现的。如下图的点云（已转成stl），是nokia858手机的上壳，相对来说形状是比较规则的，并且主要的几个面构成也是比较直观的，所以适合用正向造型的方法来进行。 首先，我们在开始造型之前，应该进行仔细的分析，想像出各个面的主要构成方法以及过渡的可能方式，这样我们才能做到有的放矢。首先整体形状是有一个围侧面（1）和顶面（7）以及一个类圆角面（2）构成，对于侧面（1），在造形之前我们可以猜测它是扫出的或是混成的。对于类似这样顶面（7），我一般强烈倾向于扫出面，对于（2），一般用圆角搞定没问题（注意必要的时候切换成conic类型的圆角以更拟合实际情况）。

然后看局部和过度，（3）的面初步猜测应该是顶面offset一定的距离生成，至于是否有呆后面的验证。（5）面仔细观查会发现和顶面并非一个面，所以需要另一个扫出面来拟合。（6）面比较难点，是个典型的过度，从顶部的级差过度到侧面的消失，在目前来看可能的做法是作消失面，或者倒圆角（是否觉得不可思议？这里的判断需要建立在想像和经验上）。后面你会看到这个看似复杂的过度居然真的就可以用圆角搞定。（4）面什么难度，两个轨迹的可变扫出就可以轻松搞定。下面我们就开始动手了。不管形状如何，我想分型轮廓线应该是我们的工作的第一步。所以我们先作分型面，对于这个实体来说，分型面比较简单就是一个圆弧拉伸面 然后用投影到分型面的方法来创建分型轮廓线，注意在草绘的时候利用已有的点云作参考。。。目测就行啦。

航空发动机涡轮叶片论文

航空材料 ——之发动机涡轮叶片 班级：发动机1102

航空材料与热处理论文 ----飞机发动机涡轮叶片 引言 近半个多世纪以来, 航空发动机技术取得了巨大的进步, 军用发动机推重比从初期的2~ 3提高到10甚至20, 这就对材料和制造技术的发展提出了更高的要求。航空发动机涡轮叶(包括涡轮工作叶片和导向叶片)是航空发动机中承受温度载荷最剧烈和工作环境最恶劣的部件之一, 在高温下要承受很大、很复杂的应力, 因而对其材料的要求极为苛刻。自20世纪四十年代以来, 对航空发动机涡轮叶片用材料, 国内外都投入了大量的人力、物力进行研究, 研制出了不同的系列, 满足了航空发动机发展的需求。 关键词：涡轮叶片；防腐与维护；K403合金；热处理；显微组织 一、国外概况 航空发动机涡轮叶片用材料最初普遍采用变形高温合金。随着材料研制技术和加工工艺的发展,铸造高温合金逐渐成为涡轮叶片的候选材料。美国从20世纪50年代后期开始尝试使用铸造高温合金涡轮叶片, 前苏联在60年代中期应用了铸造涡轮叶片, 英国于70年代初采用了铸造涡轮叶片。而航空发动机不断追求高推重比, 使得变形高温合金和铸造高温合金难以满足其越来越高的温度及性能要求, 因而国外自70年代以来纷纷开始研制新型高温合金, 先后研制了定向凝固高温合金、单晶高温合金等具有优异高温性能的新材料; 单晶高温合金已经发展到了第3代。80年代, 又开始研制了陶瓷叶片材料, 在叶片上开始采用防腐、隔热涂层等技术。 二、中国概况 中国高温合金的研制始于1956年。1957年成功研制出第1种涡轮叶片材料GH4033, 但是, 由于当时生产水平较低, 工艺未完善, 航空发动机制造用材料基本上是从前苏联进口的。直至60年代初, 由于中苏关系恶化, 无法从前苏联进口材料, 发动机的生产面临材料短缺。在此情况下, 中国相关部门联合开展技术攻关, 解决了GH4033、GH4037、GH4049等材料的生产质量和工艺问题, 开始书写了研制中国发动机涡轮叶片用变形高温合金的新篇章。在变形高温合金成功研制的基础上, 中国又相继研制了K403、K405、K417、K418 和K423 等一系列等轴晶铸造高温合金, 满足了国内航空发动机生产以铸造代锻造, 使导向叶片和涡轮叶片铸造化的要求, 并在70 年代应用于航空发动机制造。70年代末, 中国开始了定向凝固柱晶高温合金、单晶高温合金、金属间化合物基高温合金等新材料的研制工作, 先后研制成功了DZ4、DZ22、DZ125等定向凝固柱晶高温合金,

毕业论文-航空发动机涡轮叶片失效分析—歼10飞机涡轮叶片故障分析及维修

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

航空发动机涡轮叶片断裂原因分析

航空发动机涡轮叶片断裂原因分析 【摘要】本文针对实际使用中航空发动机涡轮叶片断裂的故障，从理论上分析造成断裂的机理，分析实际中引起涡轮叶片断裂的原因，并提出预防措施，对飞行安全起到一定的参考价值。 【关键词】航空发动机；涡轮叶片；断裂分析 0 引言 涡轮叶片是航空发动机最主要的结构件之一，由于其长期工作在高温燃气包围下，承受转子高速旋转时叶片自身的离心力、气动力、热应力以及振动负荷，是发动机中工作条件最为恶劣的零件。 在实际的使用过程中，由于各种原因，涡轮叶片可能发生断裂。当涡轮叶片断裂时，不仅会出现发动机振动进而引起飞机振动，还会打坏其他机件、甚至导致飞机着火等现象，这将严重影响到飞行安全。长期以来，由于涡轮叶片断裂引发的飞行事故在飞行中屡见不鲜。 本文从涡轮叶片的工作条件出发，分析了引起涡轮叶片断裂故障的原因，并举例分析，在此基础上指出预防措施。 1 涡轮叶片故障机理 从理论上看，涡轮叶片断裂的故障机理有疲劳、超应力、蠕变、腐蚀、磨损等。 1.1 疲劳 发动机工作时，由于经常起动、加速、减速、停车以及其他条件的影响，发动机内流扰动、自激振动、流动畸变、转子不平衡、燃气温度分布不均等激励因素的作用，会使涡轮各部件承受复杂的循环载荷作用，使得叶片经受大量弹性应力循环，最终引起高周疲劳、低周疲劳或热疲劳，使得涡轮叶片断裂。其中，高周疲劳是指失效循环数范围在105—107周次的疲劳。低周疲劳是指失效循环数低于104—105周次的疲劳。高周疲劳和低周疲劳都能够引起涡轮叶片断裂，实际使用中，断裂还会来自于高低周复合疲劳[1-3]。热疲劳是来自于涡轮叶片温度的循环变化。涡轮叶片的温度的循环变化来自于燃气温度的变化。 1.2 超应力 涡轮叶片的组成包括叶根、叶身和叶冠。由于其形状的不规则，叶片中存在应力集中部位。尽管在设计中已经采取了一些措施，实际上，超应力仍然是造成涡轮叶片断裂的一个原因。

航空发动机涡轮叶片修复中的裂纹控制

航空发动机涡轮叶片修复中的裂纹控制 航空发动机是飞机的动力核心，随着我国航空事业的发展，我国加快了对于航空发动机的研制步伐，通过引进、研发、生产的这一发展战略提高我国航空发动机的效率和使用寿命。在航空发动机的各组成部件中，涡轮叶片是其中最为重要同时也是受负荷最大的部件，涡轮叶片在工作的过程中会承受着高温燃气的高速冲刷、撞击、黏着磨损等从而使得涡轮叶片的使用效率和使用寿命持续下降。并导致涡轮叶片的叶冠间隙增大进而影响到涡轮叶片叶冠的阻尼效果，严重的会导致涡轮叶片在工作中断裂从而威胁到飞机的飞行安全。在航空发动机使用一段时间进行检修时需要对涡轮叶片进行检查处理，通过采用焊接的方式消除涡轮叶片叶冠阻尼凸台缺陷，并注意做好堆焊处理后涡轮叶片焊接处的裂纹控制和处理。提高涡轮叶片的使用效率和使用寿命。 标签：涡轮叶片；叶冠；裂纹；堆焊 前言 航空发动机涡轮叶片在长时间的使用后会导致涡轮叶片叶冠出现阻尼凸台，这一缺陷的存在会对航空发动机的正常使用造成较大的危害。通过采用氩弧焊堆焊的方式来对涡轮叶片叶冠阻尼凸台进行处理的过程中发现在涡轮叶片叶冠焊接处存在焊接热裂纹，为确保涡轮叶片的使用寿命，在做好涡轮叶片叶冠阻尼凸台焊接裂缝分析的基础上通过对涡轮叶片叶冠阻尼凸台氩弧焊堆焊工艺进行改进用以消除热裂纹缺陷，保障航空发动机涡轮叶片的安全、高效的使用。 1 航空发动机涡轮叶片叶冠阻尼凸台焊接热裂纹产生的原因 某航空发动机在长时间使用后进行检修的过程中发现涡轮叶片叶冠存在阻尼凸台从而使得航空发动机涡轮叶片的阻尼效果变差。航空发动机涡轮叶片采用K403型号的材质，为做好航空发动机涡轮叶片的维修通过采用航空发动机涡轮叶片叶冠阻尼凸台氩弧焊堆焊的处理方法，在对航空发动机涡轮叶片叶冠阻尼凸台焊接处理后检查后发现航空发动机涡轮叶片焊接处存在焊缝热影响区裂缝，从而对航空发动机涡轮叶片的安全使用埋下了安全隐患。为提高航空发动机使用的安全性需要做好航空发动机涡轮叶片焊接热影响区裂纹产生的原因分析并针对性的对航空发动机涡轮叶片的热焊接工艺进行改进优化，以确保航空发动机涡轮叶片的修复质量。 在对航空发动机涡轮叶片焊接热影响区进行分析时为避免裂纹对显微观测结果造成影响，在对航空发动机涡轮叶片进行分析的过程中采用金相分析、电镜扫描观测、能谱仪相配合的方式来做好对于裂纹的分析，用以对航空发动机涡轮叶片焊接热影响区裂纹的产生机理进行分析用以对后续的航空发动机涡轮叶片热焊接工艺进行改进，提高航空发动机涡轮叶片的焊接效果。 航空发动机涡轮叶片裂纹观测结果：

大修航空发动机涡轮叶片的检修技术通用版

解决方案编号：YTO-FS-PD367 大修航空发动机涡轮叶片的检修技术 通用版 The Problems, Defects, Requirements, Etc. That Have Been Reflected Or Can Be Expected, And A Solution Proposed T o Solve The Overall Problem Can Ensure The Rapid And Effective Implementation. 标准/ 权威/ 规范/ 实用 Authoritative And Practical Standards

大修航空发动机涡轮叶片的检修技 术通用版 使用提示：本解决方案文件可用于已经体现出的，或者可以预期的问题、不足、缺陷、需求等等，所提出的一个解决整体问题的方案（建议书、计划表），同时能够确保加以快速有效的执行。文件下载后可定制修改，请根据实际需要进行调整和使用。 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。 1.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

UG直接建模

直接建模是采用直观的操作方法改变模型的形状。 直接建模不必要求操作对象是基于特征的，特别适合来自其它CAD系统的零件模型或非参数化特征的物体。 约束面（Constraint Faces） 约束表面允许你在几何模型的表面集上施加三维约束。然后移动表面满足约束，如果可能，而保留原来的拓扑。 这种技术可以用于添加约束到一从另一系统转换的或读入的非参数化的模型。 下列情况可以使用这个特征：定义或改变尺寸，对模型加几何约束，编辑面或重定位特征。

?距离约束（Distance）：约束一个面与一个参考对象的距离。需要的约束面为目标面，参考对象是：基准面/平面/圆柱面/基准轴/棱边/直线或矢量，约束值是介于二者之间的距离值。 ?角度约束(Angle)：约束一个面与一个参考对象之间的角度。需要的目标面为平面或圆柱面，还需要指定一个参考对象，一个点，约束值是角度值。 ?对齐约束（Align）：约束一个面与一个参考对象对齐。需要的目标面为平面或圆柱面，还需要指定一个参考对象。 ?平行约束（Parallel）：约束一个面与一个参考对象平行，并通过一个相关点。需要的面为平面或圆柱面，还需要指定一个参考对象，一个要通过的点。 ?垂直约束（Parallel）：约束一个面与一个参考对象垂直，并通过一个相关点。需要的目标面为平面或圆柱面，还需要指定一个参考对象，一个要通过的点。 ?相切约束(Tangent)：约束一个面与另一个面相切，需要的目标面为平面或圆柱面，还需要指定一个参考对象，一个要通过的点。 选择步骤 选择步骤是根据约束类型以及用户的设计意图来激活的，并不是所有的选择步骤都必须选择。 种子面（Seed Faces）：用户通过选择种子面，由种子面向相邻面扩展形成一个区域（相互邻接的一组面），种子面不能是边界面的一部分，可以选择多个种子面。 边界面（Boundary Faces）：用户选择的一组面，终止种子面的扩展。种子面向邻接面扩展，直到碰到边界面，所有的这些种子面和扩展面形成一个面的区域。边界面可以选择，也可以不选。 非倒圆面(Non-Blend)：如果用户已选择了边界面，当选择非倒圆面时，系统能够识别光滑连接的面是否是倒圆面，并以高亮显示。如果光滑面不是倒圆面，或不需要处理倒圆面，可在此步骤中再次选这些面，从面放弃对这些面的处理。 目标面（Target Face）：指定一个要被约束的面，如果只选择了一个种子面，而以没选择边界面，目标面就与种子面相同。当要移动的面多于一个时，只需要指定一个目标面，然后选择边界面，目标面必须是平面或圆柱面。 约束参考(Constraint Reference)：指定一个对象作为约束参考。 辅助点(Assistant Point)：指定一个参考点作为约束面的通过点。 操作步骤：约束类型——种子面——边界面——非倒圆面——目标面——约束参考——输入一个距离值。 重设面的大小（Resize Face） 允许用户直接改变圆柱、球表面的直径尺寸或圆锥面的半角尺寸，以及重新生成邻接的倒圆面。这种直观的手段可以用来改变孔的直径、圆凸台的直径以及拔锥角的角度。 你可以改变圆柱或球面的直径，或改变锥面的半角。 你可以在一次选择几个表面，并指定它们相同的尺寸。 如图1-3所示。

应用UG逆向设计

应用UG逆向设计 摘要在高技能人才培养中，用逆向技术，让学员在交互式、三维仿真环境中学习机械专业技术，引导学员对专业进行细致广泛的思考。本文展示UG逆向一般方法，通过逆向设计实例，介绍UG逆向一般步骤。 关键词UG；逆向；仿真 逆向技术（RE）；也称逆向工程、反求工程，是在没有产品图样的情况下，用实物进行测量和工程分析，经CAD/CAM/CAE软件进行数据处理、重构几何模型，并生成数控程序，由机床重新加工复制出产品的过程。它有别于传统的由图样制造产品的正向模式，这项技术一面世，立即受到了人们的重视。技术引进是吸收国外先进技术，促进经济增长的措施，战后日本仿制欧美产品，采取各种手段获取先进的技术，建立了自己的产品创新设计体系，使经济迅速崛起，成为仅次于美的制造大国。据有关统计资料表明，各国70%以上的技术都是来自外国，要掌握这些技术，正常途径是通过逆向工程。因此，任何产品问世，不管是创新、改进还是仿制，都蕴涵着对已有知识、科技的继承、应用和借鉴。 通俗地讲，逆向设计是用现成品，通过测点构线成面造体，在软件中构造三维实体。在UG中逆向设计，是软件的高级应用。对现代技能人才来说，掌握逆向设计技术，能迅速全面地掌握产品结构，把握工艺。在高级技能人才培养中，是机械工程知识的一种交互式学习手段，能引导学员进行细致而广泛的思考。现介绍UG逆向设计应用中的一般方法和原则。 1 测点和调点 测点是在三坐标测量机或激光扫描仪中进行，由软件得到一个IGS的点数文件，在文件下拉菜单中导入到UG中来。 导入的点模型在UG坐标系中摆平放正就是调点，构成基准线面的点要与坐标轴垂直对称，先要把这些点找出来，点摆平放正了，将来构成的基准也就摆平放正了。 2 连线 1）点整理，连线之前先整理好点，包括去误点、明显缺陷点，同方向的点放在同一层。 2）点连线，连成的线的质量要求是光顺而误差小，误差大小受特征复杂程度影响，特征单一，一般能做到误差小，特征复杂，误差大。对误差大的可取密点构成样条减少误差，但可能导致不光顺。 3）曲线调整，因测量有误差及样件表面不光滑等原因，连成样条的曲率半