关于涡轮叶片尺寸稳定性的实验调查范文
毕业设计论文：涡轮叶片断裂故障的分析与预防措施[管理资料]
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Civil Aviation University of China 毕业设计(论文)专业：发动机动力工程学号：XXXXXXXX学生姓名：XXX所属学院：中国民航大学指导教师：XXX二〇一一年十月中国民航大学本科生毕业设计(论文)涡轮叶片断裂故障的分析与预防措施THE ANALYZING AND PREVENTIVE MEASURE OF TURBINE BLADE CRACKFAULT专业：发动机动力工程学生姓名：XXX学号：XXXXXXX学院：中国民航大学指导教师：XXXX2011年 10月创见性声明本人声明：所呈交的毕业论文是本人在指导教师的指导下进行的工作和取得的成果，论文中所引用的他人已经发表或撰写过的研究成果，均加以特别标注并在此表示致谢。
与我一同工作的同志对本论文所做的任何贡献也已在论文中作了明确的说明并表示谢意。
毕业论文作者签名：签字日期：年月日本科毕业设计（论文）版权使用授权书本毕业设计（论文）作者完全了解中国民航大学有关保留、使用毕业设计（论文）的规定。
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（保密的毕业论文在解密后适用本授权说明）毕业论文作者签名：指导教师签名：签字日期：年月日签字日期：年月日涡轮叶片断裂故障的分析与预防措施XXX摘要：涡轮转子叶片是把高温燃气的能量转变为转子机械功的重要零件工作时，它不仅被经常变化着的高温燃气所包围并且还承受着高速旋转产生的巨大离心力气体和振动负荷等，此外还要经受高温燃气引起的腐蚀和侵蚀，因而涡轮转子叶片的工作条件是恶劣的,它是决定发动机寿命的主要零件之一,因此涡轮转子叶片的故障是不可忽视的。
涡轮叶片的断裂故障往往导致下面整个阶段的损失并且对涡轮机的可用性造成重大影响。
涡轮叶片断裂故障的研究分析对于涡轮机耐用性的有效管理是非常必要的。
涡轮叶片理化实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的本实验旨在通过对涡轮叶片进行理化分析，了解其材料性能、微观组织结构以及表面处理效果，为涡轮叶片的设计、制造和性能优化提供科学依据。
二、实验材料与方法1. 实验材料本次实验使用的涡轮叶片材料为高温合金，具体牌号为XXX。
2. 实验方法（1）材料性能分析：采用X射线衍射（XRD）技术分析涡轮叶片的晶体结构，利用扫描电镜（SEM）观察叶片表面形貌和微观组织，采用能谱分析（EDS）检测叶片表面的元素组成。
（2）微观组织分析：利用光学显微镜（OM）观察叶片的宏观组织，采用透射电子显微镜（TEM）观察叶片的微观组织。
（3）表面处理效果分析：采用原子力显微镜（AFM）测量叶片表面的粗糙度，利用X射线光电子能谱（XPS）分析叶片表面的化学成分和结合能。
三、实验结果与分析1. 材料性能分析（1）XRD分析结果显示，涡轮叶片主要由面心立方（FCC）结构组成，晶粒尺寸约为100μm。
（2）SEM分析表明，叶片表面光滑，无明显的裂纹、孔洞等缺陷。
（3）EDS分析结果显示，叶片表面主要含有Ti、Al、Cr、Ni、Co等元素，符合高温合金的成分要求。
2. 微观组织分析（1）OM分析显示，叶片的宏观组织为多边形晶粒，晶粒尺寸约为100μm。
（2）TEM分析表明，叶片的微观组织为细晶强化，晶粒尺寸约为1μm。
3. 表面处理效果分析（1）AFM测量结果显示，叶片表面的粗糙度为0.5μm，表面平整。
（2）XPS分析表明，叶片表面主要含有Al、Ti、O、C等元素，表面形成了Al2O3、TiO2等热障涂层。
四、结论1. 涡轮叶片材料为高温合金，具有优异的力学性能和耐高温性能。
2. 叶片表面光滑，无明显的缺陷，有利于提高其使用寿命。
3. 叶片表面形成了热障涂层，提高了其抗热冲击性能。
4. 通过对涡轮叶片进行理化分析，为叶片的设计、制造和性能优化提供了科学依据。
五、建议1. 进一步优化涡轮叶片的制造工艺，提高其尺寸精度和表面质量。
关于涡轮叶片尺寸稳定性地实验调查
关于涡轮叶片尺寸稳定性的实验调查摘要：本文介绍的是涡轮叶片简易蜡模尺稳定性的实验研究。
由于超级合金制作的涡轮叶片，具有严格的尺寸和形位公差。
叶片由熔模铸造制作而成，包括压蜡、制壳、脱蜡、浇注及后处理完成。
压蜡阶段的尺寸准确性如同后处理工序一样，对最终的叶片尺寸也有很大的影响。
此项实验工作的重点是在射蜡阶段，调查过程参数及叶片形位要素对关键尺寸收缩造成的影响。
为了降低分析和模具制造的复杂性，按照叶片形状设计了两种模型。
一副模具上带有两个穴(形成两个蜡模)。
选取射蜡温度和射蜡时间作为可变过程参数。
结果会发现，对叶片的弯曲度和不规则的厚度的影响有明显的不同。
射蜡时间比射蜡温度起了更加主要的影响。
1.介绍燃气涡轮的作用是把热能转化为机械能。
适用于很多工业领域，如泵，过滤，提纯，发电机及运输。
燃气涡轮的一个关键组成部分就是叶片，包括可转动的叶片及静止叶片。
叶片在困难运行条件下发挥作用，如高温，高机械压力，高热疲劳或腐蚀性环境等等。
涡轮叶片尺寸及形位公差都很小，是由超级合金采用熔模铸造的方式生产出来的。
此工序是用于生产高质量、形状复杂的产品。
熔模铸造特别是用在，当产品用其他制作方式如锻造或是加工的方法生产时，不划算，不实用，或是不可行的情况。
熔模铸造主要工序包括压蜡、制壳、脱蜡、干燥、浇注及修磨。
每一步都对最终产品尺寸有一定的影响，而压蜡和浇注是最主要的影响。
用于做模型的材料，必须有以下特点：底粘度、一定的固体强度,低混合、低收缩率、高稳定性、并且对于制壳用料有化学抗性、有可接合性并且对健康无害。
而蜡恰恰具有了以上所有特性，于是被选为做模型的材料。
蜡模的最终尺寸，在射蜡阶段会受到以下因素影响：1)蜡料种类，2)形状，3)过程参数。
从另一方面来说，仅知道所选蜡料的线性(体)收缩率，是不足以预知尺寸的最终结果的。
产品形状和过程参数对最终尺寸具有相当的影响。
蜡与半结晶状热塑聚合物具有类似的性质。
它们也有不一样的特点：1)低熔点(100摄氏度以下) 2)低热传导性。
航空发动机涡轮叶片性能预测的研究
航空发动机涡轮叶片性能预测的研究航空发动机作为飞行器最重要的部分，对于其性能预测和优化尤为重要。
而发动机的叶片作为发动机中最核心的部分，其性能预测对发动机的性能有着决定性的影响。
因此，提高航空发动机涡轮叶片性能预测的精度和可靠性是关乎飞行安全的重要课题。
涡轮叶片是航空发动机中最关键的部分，其性能预测指的是在设计时能够准确预测涡轮叶片风洞试验的工作性能，确保其在实际使用过程中的稳定运行。
而涡轮叶片的性能预测主要包括三个方面：叶片设计、气动特性分析和试验验证。
其中，叶片设计是涡轮叶片性能预测的重要环节，这需要对叶片的形状、角度和根部尺寸进行合理的选择。
在叶片设计阶段，必须要考虑到叶片的气动力学效应，这是涡轮叶片性能预测中最重要的一环。
涡轮叶片气动力学效应主要表现在以下几个方面：叶片轴向力、径向力、转矩、激振和损耗等。
对这些因素的准确预测和分析，直接决定着叶片的性能。
因此，在叶片设计过程中，需要运用大量的流体力学原理，采用一系列数值模拟方法，对叶片的气动性能进行分析和改进。
在气动特性分析阶段，主要通过计算流体力学(CFD)和大涡模拟(LES)等方法，对叶片的气动性能进行模拟和预测。
其中，CFD方法主要用于分析叶片的流场特性、压力分布、速度分布等能够对叶片性能产生影响的因素。
而LES方法则是一种对流体作用较强的流体动力学模拟方法，可以更为准确地预测叶片的非定常流动特性、叶片表面压力脉动等问题。
最后，试验验证阶段是叶片性能预测的验证环节，其主要利用实验设备对设计好的涡轮叶片进行风洞试验和动态测试，以检验叶片是否符合设计要求。
通过试验验证，可以及时发现叶片设计中存在的问题，并进行及时的改进，确保叶片的性能达到最佳状态，以保障航空发动机的稳定运行。
总的来说，航空发动机涡轮叶片性能预测是航空发动机研发的重要一环，涵盖了叶片设计、气动特性分析和试验验证等多个方面。
只有进行全面的考虑和系统的研究，才能保证航空发动机中涡轮叶片的安全稳定运行。
毕业论文：涡轮叶片常见故障分析与修理技术
毕业论文：涡轮叶片常见故障分析与修理技术
毕业论文题目：涡轮叶片常见故障分析与修理技术
摘要：涡轮叶片作为涡轮机械的关键组成部分，其运行状态直接影响着整个机械系统的效率和稳定性。
然而，由于涡轮叶片长期处于高温、高速和高压的工作环境下，常常会出现各种故障。
本论文针对涡轮叶片常见的故障现象进行了分析，并提出了相应的修理技术，以提高叶片的寿命和性能。
首先，本文介绍了涡轮叶片的基本结构和工作原理，以及涡轮机械的应用领域。
然后，分析了涡轮叶片常见的故障现象，包括磨损、腐蚀、疲劳和裂纹等。
针对这些故障，本文提出了相应的修理技术，包括表面处理、热处理、焊接修复和更换等方法。
接着，本文详细介绍了每种修理技术的操作步骤和注意事项，并对修理后的叶片进行了性能测试和评估。
通过对多种不同故障的叶片进行修理，本文验证了修理技术的有效性和可行性。
此外，还分析了不同修理技术的优缺点，并提出了改进和发展的建议。
最后，本文总结了涡轮叶片常见故障分析与修理技术的研究成果，并展望了未来的研究方向。
希望本文的研究成果能够为涡轮叶片的维修和维护提供参考和借鉴，提高涡轮机械的性能和可靠性。
关键词：涡轮叶片；常见故障；修理技术；表面处理；热处理；焊接修复；更换技术；性能评估。
航空发动机涡轮叶片的动态特性分析与优化研究
航空发动机涡轮叶片的动态特性分析与优化研究航空发动机作为飞机的核心部件之一，其性能的优化研究一直是航空领域的重点关注。
在航空发动机中，涡轮叶片作为能量转化和传递的关键部件，其动态特性分析与优化是提高发动机效能和可靠性的关键环节。
本文将从涡轮叶片的动态特性分析入手，讨论其在设计和优化中的重要性，并介绍一些常用的优化方法，以期为航空发动机涡轮叶片的研究提供一些参考。
首先，动态特性的分析是研究涡轮叶片优化的基础。
涡轮叶片在运行过程中受到各种力的作用，如离心力、气动力、惯性力等。
这些力的大小和方向会导致叶片的变形和振动现象，从而影响到其工作性能和寿命。
因此，了解叶片在不同条件下的动态特性，有助于揭示叶片疲劳破坏的机理，并为优化设计提供参考。
在动态特性的分析中，常用的方法之一是模态分析。
模态分析是通过计算涡轮叶片的固有频率和振型，来研究其受力情况和振动特性。
通过模态分析，可以确定叶片在不同频率下的主要振动模态，并分析其对结构强度和稳定性的影响。
另外，通过模态分析还可以评估叶片的共振风险，从而避免共振振动引起的疲劳破坏。
除了模态分析，流固耦合分析也是动态特性分析的常用方法之一。
在流固耦合分析中，通过同时考虑气动载荷和结构响应，可以获得更加准确和全面的叶片动态特性信息。
例如，通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程和线性弹性方程的耦合问题，可以得到叶片的气动力和振动响应。
这种方法可以考虑流场和结构的相互作用，更加真实地模拟实际工况下叶片的动态行为。
了解涡轮叶片的动态特性不仅可以帮助我们优化叶片的设计，还可以指导改进叶片的制造工艺和材料选择。
例如，在叶片的设计中，可以通过调整叶片的结构参数和材料性能，来减小叶片的变形和振动。
同时，在制造过程中，也可以采用一些先进的工艺和技术，如激光焊接和先进材料成形，来提高叶片的制造质量和结构一致性。
这些措施的实施可以显著改善叶片的动态特性，提高航空发动机的可靠性和寿命。
航空发动机涡轮叶片缺陷检测中的关键技术研究
【航空发动机涡轮叶片缺陷检测中的关键技术研究】在航空工业中，航空发动机的安全性和可靠性一直是备受关注的焦点。
而其中，发动机的涡轮叶片作为关键部件之一，其质量和性能的稳定性对发动机的运行和飞行安全至关重要。
对于涡轮叶片的缺陷检测技术研究显得尤为重要。
在航空发动机涡轮叶片缺陷检测中，有两个关键技术研究方向：一是检测技术的灵敏度和精度，二是检测技术的实时性和可靠性。
这两个方向的研究，将直接影响到涡轮叶片缺陷检测的效果和实际应用。
就技术的灵敏度和精度而言，这是涡轮叶片缺陷检测中最为关键的一环。
由于涡轮叶片的特殊材料和结构，以及其内外复杂的形态和尺寸，使得传统的检测方法难以满足其对检测精度和灵敏度的要求。
需要研发出更加精准、高效的检测技术，如超声波检测技术、磁粉探伤技术等，以实现对涡轮叶片内部和外部缺陷的全面覆盖和高精度检测。
在技术的实时性和可靠性方面，研究的焦点则主要集中在检测方法的自动化和智能化程度上。
在飞机维修保障中，能够快速准确地识别涡轮叶片缺陷，并及时采取措施修复或更换，对于保障飞机安全和延长发动机寿命至关重要。
研究人员不断探索利用机器学习、人工智能等先进技术，提高涡轮叶片缺陷检测的自动化程度和智能化水平，以确保其实时性和可靠性。
在我看来，航空发动机涡轮叶片缺陷检测中的技术研究，是一个兼具挑战和机遇的领域。
随着科技的不断进步和创新，相信在不久的将来，我们将能够研发出更加先进、高效的涡轮叶片缺陷检测技术，为航空工业的发展和飞行安全保驾护航。
航空发动机涡轮叶片缺陷检测中的关键技术研究至关重要，而其在技术精度、实时性和智能化方面的不断突破与革新，将为航空工业的可持续发展和飞行安全提供有力支持。
在未来，希望不仅能够加大对该领域的研究力度，也能够促进涡轮叶片缺陷检测技术的广泛应用和推广，为航空事业的繁荣与进步做出更大的贡献。
随着航空工业的快速发展，飞机数量的增加和航空运输的规模不断扩大，航空发动机涡轮叶片的安全性和可靠性要求也变得越来越高。
压气机叶轮叶片的失稳分析
压气机叶轮叶片的失稳分析近年来，压气机叶轮叶片的失稳问题引起了广泛的关注。
压气机作为燃气轮机的核心部件，其稳定运行对于燃气轮机的性能和寿命至关重要。
然而，在实际运行中，叶轮叶片的失稳现象常常会导致燃气轮机的性能下降、噪声和振动增大、甚至发生严重的事故。
因此，深入研究压气机叶轮叶片的失稳问题有着重要的意义。
首先，我们需要了解压气机叶轮叶片失稳的原因。
一种常见的原因是叶片本身的结构问题。
由于叶轮叶片是高速旋转的，其受到的离心力和气动力的作用很大，因此叶片的强度和刚度是关键因素。
如果叶片的强度不够或者刚度不均匀，就容易发生失稳。
此外，叶片的材料和工艺也会对失稳性能产生影响。
例如，叶片的塑性变形和疲劳破坏会导致叶片的形状产生变化，从而引发失稳现象。
另一个导致压气机叶轮叶片失稳的原因是流体动力学问题。
在压气机内部，气体流动会导致叶轮叶片的受力情况不均匀，从而引发叶片的振动。
特别是在大负荷运行和转子共振区域，由于气体的非线性和不稳定性，叶片的失稳现象更加明显。
此外，还存在着气体边界层的分离和抖动、各种流动涡流的相互作用等问题，这些也会对叶片的失稳性能产生重要影响。
针对压气机叶轮叶片的失稳问题，研究人员们提出了不同的分析方法和解决方案。
一种常用的方法是通过数值模拟来研究叶片的振动和失稳特性。
利用计算流体力学（CFD）方法，可以模拟叶轮叶片在不同工况下的气动受力情况，从而分析叶片的振动和失稳现象。
此外，还可以利用有限元分析方法研究叶片的结构应力和振动响应，进一步分析叶片的失稳性能。
通过这些分析方法，可以准确评估压气机叶轮叶片的稳定性，并根据分析结果提出相应的改进和优化措施。
除了数值模拟方法，实验方法也是研究压气机叶轮叶片失稳问题的重要手段。
实验可以直观地观察到叶片的振动和失稳现象，提供直接的实验数据，对于验证数值模拟结果和分析结果的准确性具有重要意义。
目前，研究人员们常常利用激光测振技术、压电传感器和加速度计等仪器设备来对叶片的振动进行测量。
航空发动机涡轮叶片的检测技术分析
航空发动机涡轮叶片的检测技术分析发布时间：2021-12-23T10:36:08.047Z 来源：《防护工程》2021年27期作者：王梓昂谢德强陈清阳王怀华强轲[导读] 这就需要采用先进的检测技术来延长发动机使用寿命，保证工作过程中的安全性，并从一定程度上降低成本费用。
国营长虹机械厂广西桂林 541500摘要：航空发动机涡轮叶片是重要的热端部件，可有效将热能转化为机械动能，因其制作过程复杂，再加上其工作条件恶劣，所以造价成本比较高，随着新型高性能的发动机研制生产，先进的涡轮制造工艺和制作材料也将会被采用，这会使涡轮叶片的制造成本进一步提高。
这就需要采用先进的检测技术来延长发动机使用寿命，保证工作过程中的安全性，并从一定程度上降低成本费用。
关键词：航空发动机；涡轮叶片；检测技术；孔探仪检查涡轮叶片是航空发动机的核心部件之一，长期处于高温、高转速、高应力、高温燃气冲击腐蚀等恶劣的工作环境中。
涡轮叶片的制造工艺和服役过程中性能的稳定性、可靠性对发动机的运行安全性、经济性、服役寿命等具有重要影响。
航空发动机通过不断提升涡轮前工作温度来提高推重比，使得涡轮叶片的工作温度越来越高，环境越来越恶劣，导致变形高温合金、铸造高温合金等都难以满足越来越高的工作温度以及性能要求。
为了满足不断升高的工作温度需求，从20世纪70年代开始国外开始研制具有优异耐高温性能的新型高温合金涡轮叶片材料，其中包括定向凝固高温合金、单晶高温合金等。
80年代又开始研制叶片用陶瓷基复合材料，实现防腐、隔热等目的。
尽管高温合金用于飞机发动机叶片已经有50多年的历史了，这些材料有着优异的高温力学、抗氧化性能，科研人员仍在持续改进其材料成分、性能、制备工艺，使设计工程师能够研制出在更高温度下工作的、效率更高、寿命更久的飞机发动机。
1叶片的失效机理航空发动机高压涡轮叶片的使用寿命主要取决于高温蠕变以及低周疲劳。
蠕变损伤是材料应力、温度以及持续时间的函数，对温度的变化非常敏感，而且随着材料温度升高，蠕变损伤呈指数趋势上升。
大型涡轮叶片精密铸造尺寸精度控制研究_反变形技术
Table 1 List of characteristic parameters
位置参数
构造参数
前缘圆心
P1Leabharlann 内弦长b弦倾角
β
叶背控制点
…，Ci，…
叶片控制点
…，Ki，…
图4 位置参数示意图 Fig. 4 Sketch of position parameters
图5 构造参数示意图 Fig. 5 Sketch of structure parameters
Abstract：A simple and efficient reversing methodology of adjusting wax-pattern was proposed for compensating the deformation of turbine blade in investment casting. Basing on measured data by 3D coordinate measuring machine, the characteristic parameters were designed to characterize the model. The average deviations of parameters between theory-model and measure-model of blade were calculated and then the reverse deformation model was restructured according to the average deviations. Finally, the adjusting mould of wax pattern was designed and fabricated. The research indicates that adopting reverse deformation technology based on the measure and the statistic data to solve the size-of-tolerance problem of 4th turbine blade casting is effective. Key words：large-size turbine blades; investment casting; reverse deformation; adjusting mould of
某航空发动机涡轮盘和叶片的强度分析与寿命计算
西北工业人学硕士学位论文第三章（２）采用大枞树形榫头榫槽；（３）涡轮盘的前后端面还有轴向凸边，凸边外缘车有封严蓖齿，在涡轮盘的前面有加装平衡块的径向凸缘，凸缘上钻有小孔。
３．３．２涡轮盘的有限元计算模型１．实体模型的建立为了减少计算时间，提高效率，切去封严蓖齿及凸缘上的小孔。
涡轮盘在结构上呈现旋转周期性（捌，即绕其转轴转动口＝２ｎ，／Ｎ（Ｎ为叶片数）角度后，结构的几何形状和转动前完全一样。
取５．２９。
的扇形对称体进行三维有限元计算，这样在该扇区沿周向拷贝６８份之后，恰好为整个涡轮盘。
涡轮盘的计算模型在ＵＧ中建立，整体轮盘模型如图３．１所示；取其１／６８扇形区域如图３．２所示。
计算坐标系采用柱坐标系，其中ｘ轴表示涡轮盘的径向，Ｙ轴表示周向，ｚ轴表示轴向，坐标原点位于轮盘形心。
图３．１整体涡轮盘模型图３．２１／６８扇形区模型２．有限元网格的划分由于涡轮盘的形状不规则，因而使得对模型进行的有限元划分变得十分困难。
在圆角过渡等区域经常出现包含奇异角的单元，在计算过程中会在造成刚度矩阵奇异．使计算失败，这就需要手工划分来避免奇异单元的产生。
而且，在划分时，容易产生应力集中的区域采用较密的网格，同时为了减少单元的数量，需要进行疏密过渡。
在模型划分好后，仔细检查模型是否有缺陷存在，若塑！！三些查兰堡主兰堡堕塞堑三童模型中包含了不为人知的单元空洞、重合节点等缺陷，会造成计算结果不准确，严重的还会使计算根本偏离了预期方向，甚至使计算进行不下去。
对于涡轮盘的有限元网格均采用六面体八节点单元。
考虑到轮盘比较复杂，为了能够划分六面体单元，对涡轮盘的实体几何模型进行了分割，其中涡轮盘轮缘以Ｅ榫槽部分分割为１８个体，划分为５４６个单元，１１４３个节点，如图３．３所示；轮缘以下部分分割为２０个体，划分了１０７０个单元，１６０３个节点，如图３．４所示。
（ａ）儿何模型（ｂ）有限元模型幽３．３涡轮盘榫槽部分有限元模型（ａ）儿何模型（ｂ）有限元模型图３．４涡轮柱扇区有限元模型３．４涡轮盘的材料参数该型发动机涡轮盘采用ＧＨ４１６９合金材料，它是以体心四方的广和面心立方的／相沉淀强化的镍基高温合金，在一２５３～７００。
飞机引擎涡轮叶片抗疲劳性能试验研究
飞机引擎涡轮叶片抗疲劳性能试验研究引言：在现代航空工业中，飞机引擎的涡轮叶片扮演着至关重要的角色，直接影响着发动机的性能和安全性。
然而，由于飞机引擎运行环境的复杂性和高温高压工作条件的影响，涡轮叶片容易受到疲劳破坏，进而导致发动机失效。
因此，对涡轮叶片的抗疲劳性能进行试验研究显得尤为重要和必要。
研究目的：本研究旨在通过试验研究飞机引擎涡轮叶片的抗疲劳性能，为提高叶片的寿命和安全可靠性，推动航空工业的发展做出贡献。
研究方法：1. 实验设计：选择典型的飞机涡轮叶片样本，依据国际标准和行业规范设计试验方案。
2. 应力和温度分析：通过应力分析和温度场仿真，确定叶片在复杂工作环境下所受到的最大应力和温度。
3. 材料特性测试：对涡轮叶片材料进行材料特性测试，包括拉伸、硬度、冲击韧性等试验，以获取叶片材料的力学性能参数。
4. 疲劳试验：运用疲劳试验机，按照设定的载荷谱和工作温度条件下对涡轮叶片进行疲劳试验，观察叶片在循环载荷下的疲劳破坏情况，并实时记录试验数据。
5. 物理分析：通过金相显微镜、扫描电子显微镜等仪器对疲劳破坏的叶片进行物理分析，探究疲劳破坏的机理和特点。
6. 数据分析：对试验数据进行统计与分析，评估涡轮叶片的抗疲劳性能，并提出改进建议。
研究结果：经过一系列的试验研究，我们获得了以下的研究结果：1. 飞机引擎涡轮叶片在工作过程中受到的应力和温度分布不均匀，受到高温高压工况的影响较大。
2. 叶片材料的力学性能对抗疲劳性能起着重要作用。
具有较高的拉伸强度、硬度和韧性的材料表现出较好的抗疲劳性能。
3. 循环载荷会对涡轮叶片产生逐渐积累的损伤，进一步扩展为气孔、微裂纹和断裂等疲劳破坏形式。
4. 物理分析结果表明，疲劳破坏主要发生在叶片的表面和边缘，可能与着色的松动和应力集中有关。
讨论与建议：基于以上研究结果，我们对飞机引擎涡轮叶片的抗疲劳性能提出以下的讨论与建议：1. 优化叶片的设计和制造工艺，降低材料内部组织的缺陷，提高力学性能和抗疲劳性能。
高压涡轮工作叶片伸长量测量误差分析
高压涡轮工作叶片伸长量测量误差分析韩叙章;史前凯;董秀丽【摘要】High pressure turbine blade elongation out of tolerance can cause scrappage increase of blade. In order to solve this problem, test comparison finds that the measurement data of AVIC Shenyang Liming Aero-engine Group Corporation Ltd. is 0.024mm larger than that of A factory. This indicates that too small measurement system error range and not reasonable measuring tool are the main causes of the unfit of high pressure turbine blade. Reasonable and feasible maintenance scheme for the over 1000 high pressure turbine blades with elongation out of tolerance has been formulated, which saved a lot of blades and enhanced the benefit of overhaul.%高压涡轮工作叶片伸长量超差，会导致叶片的报废率上升。
为解决这一问题，本文通过试验对比发现，中航工业沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司内的测量数据比A厂的测量数据平均偏大0.024mm，该结论说明测量系统误差范围过小，以及测量工具的不合理，是导致高压涡轮工作叶片不合格的主要原因。
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。
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术范文（二篇）
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术范文在航空器维修中，涡轮发动机是一个关键的部件，其维护和检修对于保证飞行安全和发动机性能的可靠性至关重要。
其中，涡轮叶片作为发动机的核心部分之一，对发动机的性能和稳定性具有重要影响。
因此，在大修过程中，对涡轮叶片的检修技术需要严谨和高效。
一、涡轮叶片的检修流程1. 拆卸和清洁：首先，需要将涡轮叶片从发动机中拆卸出来。
拆卸时应注意使用专用工具，并按照规范操作，以防止叶片受损。
拆卸完毕后，将叶片进行清洁，确保表面无尘垢和污渍，以方便后续的检测和修复。
2. 叶片检测：对涡轮叶片进行全面的检测是关键的一步。
检测方法包括目视检查、超声波检测、涡流检测和渗透检测等。
目视检查适用于对叶片的表面缺陷进行初步检测，超声波检测可以检测到叶片内部的裂纹和缺陷，涡流检测用于检测叶片表面的疲劳和腐蚀情况，渗透检测用于检测叶片的裂纹及其延伸程度。
通过这些检测方法的有机组合，可以全面了解叶片的受损情况和维修需求。
3. 缺陷修复：在检测完毕后，对于有缺陷的叶片需要进行修复。
修复方法包括焊接、填充和喷涂等。
对于小型缺陷，可以采用焊接或填充的方法进行修复，对于大型和严重的缺陷，需要采取更为复杂的修复措施，例如更换叶片部分或全部进行喷涂修复。
4. 叶片涂层：涂层是涡轮叶片的重要保护层，可以提高抗疲劳和抗腐蚀性能。
在大修过程中，需要对涡轮叶片进行重新涂层。
涂层的选择和施工需要根据叶片材料、使用环境和技术要求进行合理的选择。
一般来说，采用高温耐磨涂层和防腐蚀涂层的叶片可以提高叶片的使用寿命和性能稳定性。
5. 组装和回装：在经过检测、修复和涂层之后，将叶片进行组装，并根据发动机的要求和规定进行回装。
组装时应注意对叶片进行校核和调整，以确保其与其他发动机部件的匹配和协调。
二、涡轮叶片检修过程中的注意事项1. 操作规范：在进行涡轮叶片的拆卸、清洁、检测和修复等步骤时，操作人员必须按照相关的操作规范进行操作。
这些操作规范包括使用合适的工具、采取正确的操作方法，以及对操作结果进行记录和汇报等。
涡轮机械叶片的优化设计及性能分析研究
涡轮机械叶片的优化设计及性能分析研究引言：涡轮机械叶片是涡轮机的核心组成部分，其设计和性能直接影响到整个涡轮机的效率和性能。
本文将对涡轮机械叶片的优化设计和性能分析进行探讨，旨在提高涡轮机的工作效率和可靠性。
一、涡轮机械叶片的设计原理涡轮机械叶片的设计原理是基于气体动力学和流体力学的基本原理。
涡轮机械叶片通过将流体动能转换为机械能来驱动涡轮机的转动。
在设计过程中，需要考虑叶片的气动特性、材料选用和叶片几何形状等因素。
二、涡轮机械叶片的气动特性分析气动特性是指涡轮机械叶片在流体作用下的力学性能。
涡轮机械叶片的气动特性主要包括叶片流过系数、压力系数和流量系数等。
通过对叶片气动特性的分析，可以评估叶片的效率和性能，并进行优化设计。
三、涡轮机械叶片的材料选用涡轮机械叶片的材料选用是保证其工作性能和可靠性的重要因素。
常用的叶片材料包括铸造合金、单晶合金和涂层材料等。
不同的材料具有不同的机械性能和耐热性能，需要根据涡轮机的工况和使用要求选择合适的材料。
四、涡轮机械叶片的几何形状设计与优化涡轮机械叶片的几何形状设计是提高涡轮机效率和性能的关键。
常见的几何形状包括平面叶片、弯曲叶片和二次曲面叶片等。
通过仿真和数值模拟等手段，可以对涡轮机械叶片的几何形状进行优化，以提高其流动性能和工作效率。
五、涡轮机械叶片的动力学性能分析涡轮机械叶片的动力学性能分析是评估叶片结构和连接方式的重要手段。
在涡轮机的工作过程中，叶片需要承受高速旋转和高温气体的冲击和压力。
通过有限元分析和疲劳寿命评估等方法，可以确定叶片的安全工况和设计寿命。
六、涡轮机械叶片的性能测试与验证涡轮机械叶片的性能测试和验证是评估其优化设计效果的重要环节。
通过试验和数据分析，可以获得叶片的流量、转速和压力等性能参数，并与理论计算结果进行对比。
有效的测试和验证工作可以为叶片的优化设计提供支持和参考。
七、结论涡轮机械叶片的优化设计和性能分析是提高涡轮机效率和可靠性的关键。
铸型尼龙EPS蜗轮尺寸稳定性研究
斜体 字母 ，对 于矢 互 』张 玳使 用黑斜 体 ，只 有 ＰＨ采 用 体 ；使 用 新怀 准 规 定 的符号 ； ｗ。。１ ｌ＇Ｊ符号 为单 个拉 丁！亍：母或希 腊字母 ；不 能
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合斯成 ＥＰＳ蝴轮 的 胶部分主要有铸型尼 龙 、ＰＡ６６、ＰＡ１２与 ＰＡ４６。 中 铸 型 尼 龙 ［｝１干 其优 异的耐 、良好的 、Ｊ‘稳 定性 、成 科 二『：艺简单 、成本低 而作 为ＥＰｓ蜗 轮塑胶 的首选 材 料 之 … 。
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关 键 词 ：ＥＰＳ转 向 管 柱 ；铸 型 尼龙 ；ＥＰＳ蜗轮 ；尺 寸稳 定 性
１ 引言
铸 尼 龙 （ 休浇铸 尼龙 ，又称 为Ｍｃ尼 龙 ），是 己内酰胺 体ｃ６Ｈｌ１ＮＯ采用 阴离子 聚 合反应 方法制 音午而 成 ，铸 型尼 龙是塑 料 的一 个特 殊的 一Ｉ＾种 ，存分子结构．卜与尼龙６ 本卡Ｈ似 ，但是． －Ｊ４＃统ｎ勺尼龙６相 比 ，它具有 合 成：【：艺简单 、力学性 能 『７ｃ异 等优点 １。铸型 ＾三龙聚 合度高 ． 分。二螭与结 晶度大 ， 具彳丁比
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术范文（二篇）
大修航空发动机涡轮叶片的检修技术范文摘要：航空发动机是飞机的心脏，其正常运行对飞机的安全至关重要。
其中，涡轮叶片作为发动机的重要组成部分，直接影响发动机的性能和效率。
因此，对涡轮叶片进行定期检修和维护是保障航空发动机正常运转的重要环节。
本文将详细介绍大修航空发动机涡轮叶片的检修技术。
关键词：航空发动机；涡轮叶片；检修技术；大修一、引言航空发动机是飞机的关键部件，其负责产生推力以推动飞机前进。
而涡轮叶片作为发动机的热部件，负责将燃气能转化为机械能，是发动机工作的关键组成部分。
由于涡轮叶片的工作环境恶劣，容易受到高温、高压等因素的影响，因此需要定期进行检修和维护，以保证发动机的正常运行。
本文将介绍大修航空发动机涡轮叶片的检修技术。
二、涡轮叶片的检修流程1. 检修前的准备工作在进行涡轮叶片的检修之前，需要进行一系列的准备工作。
首先，需要对发动机进行停机检查，确保发动机处于安全状态。
然后，需要准备相关的检修工具和设备，包括检测仪器、夹具等。
此外，还需要准备涡轮叶片的相关技术资料和检修手册，以便参考和操作。
2. 涡轮叶片的拆卸与检测涡轮叶片的拆卸是检修的重要环节之一。
在进行拆卸前，需要对拆卸区域进行清洁和防护处理，以保持环境的清洁和安全。
然后，使用相应的工具和夹具对涡轮叶片进行拆卸，确保拆卸过程中不会对叶片造成任何损伤。
拆卸完成后，需要对涡轮叶片进行清洗和除锈处理，以便更好地进行后续的检测工作。
涡轮叶片的检测是检修的关键环节，可以通过以下几种方式进行：(1) 目视检查：通过肉眼观察叶片的表面和结构，检查是否存在明显的损伤和磨损。
并对叶片进行清洁和除锈处理，以便更好地进行后续的检测工作。
(2) X射线检测：使用X射线设备对涡轮叶片进行透射检测，以发现叶片内部的裂纹和缺陷。
通过将叶片放置在X射线设备下，并观察显像结果，可以清楚地了解叶片的内部结构和缺陷情况。
(3) 磁粉检测：将涡轮叶片涂抹上磁粉颗粒，然后对叶片进行磁化处理，通过观察磁粉在叶片表面的分布情况，可以发现叶片表面的裂纹和缺陷。
民用航空发动机涡轮叶片材料研究-毕业论文
---文档均为word文档，下载后可直接编辑使用亦可打印---摘要现代民用航空追求低成本、高效率、安全运行，这对航空发动机提出了很高的要求，航空发动机需要在降低油耗、减少排放的同时，做到更高推力、更轻质。
经过数十年发展，目前的航空发动机总体设计已经定型，要想提升发动机的性能、提高推重比，必须在发动机制造材料上进行升级换代。
航空发动机的关键部件是涡轮叶片，涡轮叶片的材料决定了发动机性能的上限，传统高温合金已经很难追上航空发动机的发展速度，研发新型高温材料取代高温合金是最有效的途径，陶瓷基复合材料是其中的选择之一。
本文介绍了陶瓷基复合材料的发展以及应用现状，总结了目前航空发动机使用的高温合金的制作工艺以及使用材料的发展历程，并指出了高温合金涡轮叶片的缺点以及相应的解决方案。
随后介绍了陶瓷基复合材料的概念、制备方法以及性能，分析了目前陶瓷基复合材料存在的缺点和改进方法，对陶瓷基复合材料替代高温合金用于航空发动机涡轮叶片进行分析。
关键词：航空发动机涡轮叶片高温合金陶瓷基复合材料Study on the material of turbine blade of civil aviation engineABSTRACTModern civil aviation pursues low cost, high efficiency and safe operation, which puts forward high requirements for aeroengine. Aeroengine needs to achieve higher thrust and lighter weight while reducing fuel consumption and emissions. After decades of development, the current overall design of aviation engines has been stereotyped, in order to improve the performance of the engine, improve the weight ratio, must be upgraded on the engine material. The key component of aeroengine is turbine blade. The material of turbine blade determines the upper limit of engine performance. Traditional high-temperature alloys have been difficult to catch up with the development of aviation engines, the development of new high-temperature materials to replace high-temperature alloys is the most effective way. Ceramic matrix composite is one of the choices. This paper introduces the development and application of ceramic matrix composites,summarizes the manufacturing process and material development of Superalloy used in aeroengine, and points out the shortcomings of superalloy turbine blades and the corresponding solutions. The concept, preparation method and performance of ceramic composite materials are introduced. The shortcomings and improvement methods of ceramic matrix composite are analyzed. The ceramic matrix composite is used to replace superalloy in turbine blade of aeroengine.Key words：Aeroengine Turbine blade Superalloy Ceramic matrix composite目录摘要 (I)ABSTRACT (II)1 绪论 (1)1.1研究背景 (1)1.2国内外研究情况 (2)1.3研究内容 (2)2 现代民用航空发动机涡轮叶片材料发展 (4)2.1高温合金制造工艺的发展 (4)2.2现代航空发动机涡轮叶片材料分析 (4)2.3目前航空涡轮发动机存在的问题与改进方法 (5)2.3.1存在的问题 (5)2.3.2改进方法 (6)2.4本章小结 (6)3 陶瓷基复合材料叶片可行性分析 (7)3.1陶瓷基复合材料的概念 (7)3.2陶瓷基复合材料的分类 (7)3.3陶瓷基复合材料的制备 (8)3.3.1 SiC纤维的制备方法 (8)3.3.2连续纤维碳化硅增韧陶瓷基复合材料的制备 (8)3.4陶瓷基复合材料的性能 (8)3.4.1陶瓷基复合材料的物理性能 (8)3.4.2陶瓷基复合材料的力学性能 (9)3.5陶瓷基复合材料涡轮叶片的设计 (10)3.6 纤维增强SiC陶瓷基复合材料的不足与改进方法 (11)3.6.1纤维增强SiC陶瓷基复合材料的缺点 (11)3.6.2改进方法 (10)3.7本章小结 (12)4 总结与展望 (12)4.1总结 (12)4.2展望 (12)参考文献 (15)谢辞 (16)1 绪论1.1 研究背景喷气式客机面世至今已经有七十多年时间，得益于航空发动机综合性能的不断提升，现代的民航客机最大能够实现17000km的航程。
涡轮制造实习报告
随着我国能源结构的不断优化和工业技术的飞速发展，涡轮技术在航空航天、能源、交通运输等领域扮演着越来越重要的角色。
为了深入了解涡轮制造工艺，提高自己的专业技能，我于今年暑假期间在XX涡轮制造有限公司进行了为期一个月的实习。
此次实习旨在通过实际操作和理论学习，掌握涡轮叶片、涡轮盘等关键部件的制造工艺，提升自己的工程实践能力和职业素养。
二、实习单位及岗位实习单位为XX涡轮制造有限公司，这是一家专注于涡轮叶片、涡轮盘等高端制造领域的高新技术企业。
我在实习期间担任涡轮叶片制造工艺员岗位，负责涡轮叶片的加工、检验和装配等工作。
三、实习内容与过程1. 理论学习在实习初期，我通过参加公司组织的涡轮制造技术培训，学习了涡轮叶片、涡轮盘等关键部件的制造原理、工艺流程和检验标准。
此外，我还阅读了大量的专业书籍和资料，对涡轮制造行业有了更深入的了解。
2. 实际操作在掌握了基本的理论知识后，我开始参与涡轮叶片的实际制造过程。
具体内容包括：（1）叶片毛坯加工：我学习了如何根据设计图纸和工艺要求，对叶片毛坯进行切割、钻孔、铣削等加工操作。
（2）叶片热处理：了解了叶片热处理的目的、工艺参数和操作步骤，参与了叶片的退火、正火、淬火等热处理过程。
（3）叶片检验：学习了叶片的尺寸、形状、表面质量等检验方法，并参与了叶片的超声波探伤、金相检验等工作。
（4）叶片装配：了解了叶片装配的工艺要求和质量标准，参与了叶片的装配、调试和试车等工作。
3. 项目参与在实习期间，我参与了公司一项新型涡轮叶片的研制项目。
在导师的指导下，我负责了叶片加工过程中的部分工作，并参与了项目的总结和汇报。
通过这次实习，我收获颇丰：1. 提升了专业技能：通过实际操作和理论学习，我对涡轮制造工艺有了更深入的了解，掌握了叶片加工、热处理、检验和装配等关键技能。
2. 增强了团队协作能力：在实习过程中，我与同事共同完成了多项任务，学会了与他人沟通、协作，提高了自己的团队协作能力。
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关于涡轮叶片尺寸稳定性的实验调查摘要：本文介绍的是涡轮叶片简易蜡模尺稳定性的实验研究。
由于超级合金制作的涡轮叶片，具有严格的尺寸和形位公差。
叶片由熔模铸造制作而成，包括压蜡、制壳、脱蜡、浇注及后处理完成。
压蜡阶段的尺寸准确性如同后处理工序一样，对最终的叶片尺寸也有很大的影响。
此项实验工作的重点是在射蜡阶段，调查过程参数及叶片形位要素对关键尺寸收缩造成的影响。
为了降低分析和模具制造的复杂性，按照叶片形状设计了两种模型。
一副模具上带有两个穴(形成两个蜡模)。
选取射蜡温度和射蜡时间作为可变过程参数。
结果会发现，对叶片的弯曲度和不规则的厚度的影响有明显的不同。
射蜡时间比射蜡温度起了更加主要的影响。
1.介绍燃气涡轮的作用是把热能转化为机械能。
适用于很多工业领域，如泵，过滤，提纯，发电机及运输。
燃气涡轮的一个关键组成部分就是叶片，包括可转动的叶片及静止叶片。
叶片在困难运行条件下发挥作用，如高温，高机械压力，高热疲劳或腐蚀性环境等等。
涡轮叶片尺寸及形位公差都很小，是由超级合金采用熔模铸造的方式生产出来的。
此工序是用于生产高质量、形状复杂的产品。
熔模铸造特别是用在，当产品用其他制作方式如锻造或是加工的方法生产时，不划算，不实用，或是不可行的情况。
熔模铸造主要工序包括压蜡、制壳、脱蜡、干燥、浇注及修磨。
每一步都对最终产品尺寸有一定的影响，而压蜡和浇注是最主要的影响。
用于做模型的材料，必须有以下特点：底粘度、一定的固体强度,低混合、低收缩率、高稳定性、并且对于制壳用料有化学抗性、有可接合性并且对健康无害。
而蜡恰恰具有了以上所有特性，于是被选为做模型的材料。
蜡模的最终尺寸，在射蜡阶段会受到以下因素影响：1)蜡料种类，2)形状，3)过程参数。
从另一方面来说，仅知道所选蜡料的线性(体)收缩率，是不足以预知尺寸的最终结果的。
产品形状和过程参数对最终尺寸具有相当的影响。
蜡与半结晶状热塑聚合物具有类似的性质。
它们也有不一样的特点：1)低熔点(100摄氏度以下) 2)低热传导性。
3)对高加热速率敏感。
压蜡包括以下几个阶段：1)把固体蜡放入一个用油来加工的容器里溶化。
2)把溶化的蜡传送到射蜡机的桶里。
3)用射蜡机把蜡射入模具里。
3)冷却蜡模。
最后4)取出蜡模。
(通常接下来的工序是校正工序)如果校正要求达到既定的尺寸，那或者增加生产周期或者使用更多的工装，无论是哪种方式，都会增加熔模铸造的总成本。
图形1展示的是一个典型的射蜡机的简图。
过程参数对最终尺寸影响的程度，会由于叶片的复杂形状受到影响。
因此，这就是要进行研究形状要素与过程参数相互影响的关键所在。
2.背景有些研究学习了蜡的性质，既包括实验性研究也包括数字化的研究。
Sabau和Viswanathan这两个人首次用电脑做出了工业用蜡行为模拟的计算机程序，名为”Cerita TM29-51”Bonilla et al.提出了一种用于预测熔模铸造中的蜡模收缩率的方法。
由计算机辅助模拟热传导，并且导入射蜡参数。
他们用水来冷却蜡模。
Horace和Lubos研究了在射蜡过程中，射蜡参数对于由模具生产出来的蜡模尺寸稳定性的影响。
他们发现了不同的参数与所依赖的尺寸参数之间的相互关系。
产品的形状类似于交叉形。
Yarlagadda和Hock定义了通过硬质模具和软质模具生产的蜡模的准确性，并且用低压力射蜡模具优化了射蜡参数。
该产品形状类似于H型。
之前的研究都主要是针对的都是简单形状。
在某些应用方面，他们的这些结果可以做适当延伸来使用。
不过，对于产品形状对于最终尺寸的明确影响，这些从基本形状推断出来的数据就要小心使用了，是当应该在要求有高准确充且比较复杂的产品，如涡轮叶片。
3.问题阐述与目标如之前提到的，本研究是为了找出射蜡参数对最终尺寸的影响及蜡模(尺寸)稳定性与叶片形状的关系。
必须注意的是，形状对于怎样运用尺寸纠正措施具有很大的影响。
(此处是收缩的因素)在技术上或是科学角度来看，对于所有尺寸都用相同的收缩率是不适当的。
一般对于热塑聚合物来说，材料生产商会给出一个收缩率的范围。
这是因为，过程参数如保持的压力、保持时间及产品厚度对收缩率会有很重大的影响。
这些，都可以用压力-体积-温度表(PVT表)来解释。
另外，产品其他的约束因素，也会相应起影响到最终尺寸，在不同的冷却时间下，有溶芯或是抽芯等等。
而且，不规则的收缩还会造成扭曲变形，这就是在射蜡阶段众所周知的最主要的缺陷。
涡轮叶片有着复杂的形状。
这样，应用简单形状的结果到这个复杂形状里就没什么效果了。
从另一方面来说，由于其复杂性，要得到任何过程参数对于形位要素之间的关系显然就算不是不可，也都是非常困难的。
典型的涡轮叶片形状如图形2所示。
对于一个涡轮叶片来说，不规则的厚度螺旋桨、厚的根部、曲面和扭度都是关键要素。
为了消除形状的影响，建议用接受实际应用方式来检验包含形位要素的模型。
在本研究中，将对叶片的三个要素(不包括扭度)及它们与过程参数和尺寸稳定性的相互关系进行实验性地调查。
由于加工上的困难，在此不考虑扭度这个要素。
因此，设计了两个模型并且做了一个模具来生产蜡模。
一种模拟了螺旋桨曲面，其他设计模拟了不规则关于涡轮叶片尺寸稳定性的实验调查厚度(两种都包括有厚的根部。
)这样一来，就可以检测出每种要素对于最终尺寸有什么程度的影响了。
4. 方法和材料4.1 蜡模设计像前面提到的一样，叶片的几何形状被分为两个模型，称作“TP1”和“TP2”。
（图形3和4）设计TP1涵盖了翼型骨（曲率），设计TP2涵盖了翼型的不同厚度（从一遍的最小值到宽度3/2处的最大值，厚度依次减小）。
为了简洁明了，在设计中加入了立方根和一致的翼型宽度。
对于尺寸，GE Frame 5的第一步被选定设计模拟。
4.2 试验设备和过程生产了一个两槽的模具用来生产两个蜡模。
模具用AL5050制成，硬度值88HB。
图形5显示了这个模具的两个部分。
使用相同的设计和尺寸设置浇口，浇口在根部的中央。
在现有的研究中，已经对注入温度和保压时间做了研究。
闲钱的研究显示，注入温度和保压时间对最终尺寸具有最多的影响力。
【1.4】因为蜡是在很低的压力下被注入，所以射压对尺寸具有毋庸置疑的影响力，但有陶芯或很薄的截面的件除外【1】。
接下来就在表1中指定的注射环境下压制蜡模。
表2 中所指定的其他参数在所有试验中都保持为常数。
使用的蜡型号为填充形蜡B417（DUSSEK C.），其性能在表3中给定。
选取了所有试验点中的三个样本进行检测，并提供有说服力的结果。
压制后，蜡模被放在支架上静置24小时，如图6所示。
用CMM测量出来的蜡模的相应尺寸如图7所示。
对蜡模翼上和根部的六个区域进行了测量。
利用CMM制造的点云模拟所需区域并提取关键尺寸，如下（图形8）：半径a：翼型弦长（图形9）。
在涡轮叶片中，翼型弦长是最重要的尺寸，因为在研磨过程中，叶片将被夹在翼型的前端和后缘。
半径b：相对于第一区域的第二、第三区域的横向偏差（图形10）。
这个偏差在所有的涡轮叶片中都会出现。
半径c：根部中央厚度（图形11）半径d：翼长用CMM对模上的相应尺寸进行了测量，以计算收缩。
5. 结果和讨论试验结果如图12-19。
图形12-14描述了在不同的融化时间下、保压时间下，三个翼型区域弦长的变化。
总体而言，保压时间增长导致收缩下降，这是一个预期的结果。
对于第二和第三区域，温度的影响就更为明显，因为他们相对于第一区域而言能更自由的收缩，而第一区域则被粘连在了中文翻译仅供参考，以英文版本为准根部上。
一般而言，融化温度的增加降低了收缩，有可能是因为更低的粘度增进了更统一的压力的作用。
因此，少许的压力降低的作用相对于更高水平的压力来说反而是增进了，尤其是对于远离注射点的区域而言，并因此导致了更低的收缩。
一个重要的结果就是蜡模TP1的收缩量比蜡模TP2高很多，（对于第二和第三区域来说，接近两倍）。
这可以归因为蜡模TP1的曲率特性。
对于这种设计，可以推断出这种收缩结果包括两种类型：热收缩和不均匀收缩。
第一种收缩时由于在冷却阶段的文图差异引起的，后者是由于收缩差异（比邻点之间的）称作“翘曲”【5】。
这是由于弯曲状的两个面之间的冷却速度差异（凹进面的冷却速度要低于凸起面的冷却速度）（图形15）。
图形16和17显示了第二三区域相对于第一区域在不同的保压时间和注入温度的情况下的偏差程度。
可以明显看到，保压时间越长，偏差越小。
温度的影响就更显而易见了，因此注入温度的升高导致了偏差的降低。
这两个参数预示了压力的效应的原因在前面已经解释过了。
然而，有趣的是TP2的偏差方向与TP1的相反。
偏差量更大，对注入温度的敏感性更强，因此在最高温度72℃时，偏差方向发生改变。
在蜡模TP1（包含曲率），能清楚地看到，偏差总是存在的并且是良性的，但在TP2上，这个值并不稳定，因此只要注入温度有一点小的增长，他就能消失不见。
图形18显示了保压时间和熔化难度对根部第二（中间）区域的影响。
能清楚看到根部收缩量相对来说较高，接近4%，原因在于根部较厚。
注入温度和保压时间的影响看起来好像可以忽略了，尽管这个影响是相当意外的。
众所周知，保压时间的增长将导致收缩的降低。
从很厚的根部获得的结果显示一个相反的现象，但是改变的程度并不是很强烈。
图形19显示了在注射参数下的翼长偏差。
能很明显的看出，保压时间的增长将导致翼长的减小，而温度的影响可以忽略不计。
实验还发现，对于两个蜡模来说收缩量是不同的。
这可以用两个区域的水力半径来解释，这两个区域是与加快水流、降低压力水平有关的。
关于水力半径的尺寸，TP1为13.2，TP2为16.1，要比TP1高。
较低的水力半径代表了更高的水流限制。
因此，预计会有更高的降压产生，并因此导致更高的收缩。
然而，我们还不能得出水压的差异是导致收缩差异的主要原因。
6. 总结这些实验结果表明：注入温度和保压时间对于蜡模最终尺寸都有很大的影响。
每种叶片几何形状对最终尺寸都有特定的影响。
弦长和翼型偏差受叶片曲率的影响最大。
这些问题不可能只通过工艺参数的改变就能消除。
一个校准过程看起来就很有必要了。
受曲率影响，翼型偏差的方向总是朝向凸起面。
预计出现的情况是，曲率越大，偏差越大。
根部的巨大厚度产生了明显的凹痕。
因此，生产如此大厚度的蜡模工艺是不能被接受的。
这个结果也关于涡轮叶片尺寸稳定性的实验调查证实了将一个蜡块（相同蜡材质）在注射前插入蜡模内是非常重要的。
因此，最终的收缩和凹痕都能得到明显的改善。
鸣谢：本文作者再次感谢MavadKaran (Jahed Noavar)工程公司员工的有力援助及科技设备的支持，尤其是Foroughi先生和Godsi先生（射蜡机操作员）。
同时，也感谢Shahab工程公司为我们提供检测设备。
中文翻译仅供参考，以英文版本为准。