航空发动机材料疲劳可靠性试验设计
航空发动机涡轮叶片疲劳寿命及可靠性分析
2023-11-04•引言•航空发动机涡轮叶片概述•航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析•航空发动机涡轮叶片可靠性分析•航空发动机涡轮叶片可靠性验证与实验目•研究结论与展望录01引言研究背景与意义航空发动机涡轮叶片是发动机的核心部件，其性能直接影响到发动机的性能和安全性。
涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性是评估其性能的重要指标，对于保证发动机的安全运行具有重要意义。
随着航空发动机技术的不断发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的要求也越来越高，因此需要进行深入的研究。
国内外对于航空发动机涡轮叶片疲劳寿命及可靠性的研究已经开展了多年，取得了一定的研究成果。
目前的研究主要集中在材料选用、结构设计、表面处理等方面，以提高涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性。
随着计算机技术和数值模拟技术的发展，对于涡轮叶片的疲劳寿命及可靠性的分析已经越来越精确，对于发动机的设计和优化具有重要意义。
研究现状与发展02航空发动机涡轮叶片概述涡轮叶片的结构涡轮叶片由叶身、叶根和榫头等组成，叶身是工作部分，叶根是连接部分，榫头是定位部分。
涡轮叶片的功能涡轮叶片是航空发动机的关键部件之一，负责将高温高压的气体转化为机械能，为飞机提供动力。
涡轮叶片的结构与功能涡轮叶片的工作环境涡轮叶片需要在高温、高压、高转速的恶劣环境下工作，最高温度可达1000℃以上，最高转速可达每分钟数万转。
涡轮叶片的工作工况涡轮叶片需要承受周期性变化的应力、应变，以及气动力、热力等多种复杂因素的影响。
涡轮叶片的工作环境与工况涡轮叶片一般采用高温合金、钛合金等高性能材料制造。
涡轮叶片的材料涡轮叶片的制造工艺主要包括铸造、锻造、热处理、表面处理等环节，其中精密铸造和等温锻造是关键环节。
涡轮叶片的制造工艺涡轮叶片的材料与制造工艺03航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析03基于有限元分析的预测模型利用有限元分析软件，对涡轮叶片进行应力分析，预测不同工况下的疲劳寿命。
疲劳寿命预测模型01基于材料性能参数的预测模型考虑材料性能参数，如弹性模量、屈服强度、抗拉强度等，建立疲劳寿命与材料性能之间的数学关系。
新一代航空发动机叶片疲劳合格率及疲劳寿命提升技术方案
新一代航空发动机叶片疲劳合格率及疲劳寿命提升技术方案近年来，随着航空业的飞速发展，新一代航空发动机的研制成为备受关注的焦点。
叶片作为发动机的核心部件之一，其疲劳寿命和合格率的提升直接关系到发动机的可靠性和安全性。
本文将着重讨论新一代航空发动机叶片疲劳合格率及疲劳寿命提升技术方案。
一、叶片疲劳合格率提升技术方案1. 材料选择优化优化材料的物理力学特性，如比强度、比韧性、高温强度和抗腐蚀性等，可以有效提高叶片的疲劳寿命和合格率。
此外，采用新型材料，如模孔石墨复合材料、高温合金等，能够改善叶片的抗拉伸变性和抗高温蠕变性能，使其更加适合高温高压环境下的工作。
2. 设计改进优化叶片的结构设计，如增强内部支撑结构、调整叶片转角、优化叶片翼型等，可以有效降低叶片疲劳损伤和断裂率。
另外，在叶片的制造和维修过程中，应加强对叶片表面的表面质量控制，提高其表面光洁度和耐磨性等。
3. 检验方法改进采用更加先进的检验方法和设备，如超声波检测、X射线检测等，可以大大提高叶片疲劳寿命的监测和控制能力。
同时，应加强对疲劳损伤的分析和评估，制定更加科学合理的检验标准和方法。
二、叶片疲劳寿命提升技术方案1. 表面处理通过表面化学处理、高温环境下的涂覆、离子注入等方法，可大大提高叶片的表面硬度和抗磨性能，从而延长其使用寿命。
2. 热障涂层技术采用热障涂层可有效降低叶片在高温高压环境下的氧化和腐蚀速率，减缓其疲劳损伤的速度，从而提高叶片的疲劳寿命。
3. 智能监控系统通过安装智能监控传感器和系统，可以实时监测叶片的工作状态和性能指标，及时发现和预测叶片疲劳损伤的风险，从而采取及时有效的维修和更换措施，进一步延长叶片的使用寿命。
综上所述，叶片疲劳合格率与疲劳寿命的提升需要从多个方面入手，包括材料选择优化、设计改进、检验方法改进、表面处理、热障涂层技术和智能监控系统等。
只有在这些方面进行全面的技术改进和提升，才能够最终实现新一代航空发动机叶片的高可靠性、高安全性和长寿命。
航空发动机结构疲劳分析与寿命预测研究
航空发动机结构疲劳分析与寿命预测研究引言：航空发动机作为飞机的核心部件, 承担着将燃油能转化为机械能的重要任务。
在航空工程中，航空发动机的安全性和可靠性是最基本的要求之一。
因此，对航空发动机的结构疲劳特性进行分析和寿命预测就显得尤为重要。
本文将对航空发动机结构疲劳分析和寿命预测的研究进行探讨及分析。
一、航空发动机结构疲劳分析方法1. 应力分析法为了分析航空发动机在工作过程中受到的应力情况，可以使用有限元法对其结构进行数值模拟。
通过确定结构中各个关键部位的应力分布情况，可以判断关键部位是否有可能出现疲劳破坏。
这种方法对于快速评估结构的疲劳寿命以及发动机设计的优化具有重要意义。
2. 超声波无损检测法超声波无损检测是一种常用的检测方法，可用于航空发动机的结构健康监测。
通过高频的超声波脉冲，可以探测到发动机结构中的缺陷、裂纹等问题。
这种方法具有快速、非破坏性的特点，可以提前发现发动机结构的隐患，从而采取相应的维修和改进措施。
二、航空发动机结构疲劳寿命的预测方法1. Miner理论Miner理论是一种经验性的方法，根据发动机结构在工作过程中的载荷谱和材料疲劳损伤曲线，通过累积损伤值的计算，对结构的疲劳寿命进行预测。
这种方法的优点是简单易行，但缺点是没有考虑结构在不同工况下的动态特性。
2. 基于飞行数据的预测方法这种方法是根据实际的飞行数据来预测航空发动机的结构疲劳寿命。
通过对飞行过程中的加速度、温度、振动等数据的监测和分析，可以得到发动机在实际使用中的负荷情况，从而有效地预测疲劳寿命。
这种方法更加准确，但需要大量的实际数据支持。
三、航空发动机结构疲劳分析与寿命预测的应用1. 优化设计和改进通过对航空发动机结构疲劳分析和寿命预测的研究，可以及时发现和解决发动机结构的缺陷和问题，进而对其进行优化设计和改进。
这将有助于提高发动机的安全性、可靠性和性能。
2. 维修策略制定在航空发动机的使用过程中，经常会遇到一些疲劳裂纹的问题，通过结构疲劳分析和寿命预测，可以预先判断出哪些部位可能会出现疲劳破坏，并制定相应的维修策略。
航空发动机涡轮叶片的材料研究及其疲劳寿命分析
航空发动机涡轮叶片的材料研究及其疲劳寿命分析第一章介绍航空发动机涡轮叶片是飞机发动机中耗能最大的部件之一，其工作环境苛刻，必须承受高温高压气流的冲击和腐蚀，同时还要经受高速旋转和低频振动等多种负荷。
为了确保航空安全和提高发动机工作效率，研究航空发动机涡轮叶片的材料和疲劳寿命分析已成为当前的热点和重点研究方向。
本文将从材料的角度出发，对航空发动机涡轮叶片的材料研究及其疲劳寿命分析进行介绍和探讨。
第二章航空发动机涡轮叶片的材料类型航空发动机涡轮叶片的材料种类主要包括高温合金、复合材料和钛合金等。
其中，高温合金因其高强度和高温抗氧化能力被广泛应用于航空发动机涡轮叶片的制造中。
高温合金主要由镍、钴和铁等金属及其氧化物、碳化物和硼化物等多种元素组成，具有良好的高温性能和热膨胀性能。
复合材料由纤维增强材料和基体材料组成，常用的纤维增强材料有碳纤维、玻璃纤维和有机玻璃纤维等，基体材料有环氧树脂和聚酰亚胺等。
复合材料具有高强度、轻重量、抗疲劳性能好等优点，已被广泛应用于航空发动机涡轮叶片的制造中。
钛合金因其强度高、密度小、热膨胀系数低等优点，也被广泛应用于航空发动机涡轮叶片的制造中。
选择适合的材料种类能够提高涡轮叶片的工作效率和寿命，因此在涡轮叶片的材料选择上应该根据具体要求进行综合考虑。
第三章航空发动机涡轮叶片疲劳寿命分析航空发动机涡轮叶片的工作环境复杂，因此经常受到复杂的载荷作用，导致其出现疲劳损伤，从而影响其工作寿命。
因此，疲劳寿命分析是涡轮叶片研究中重要的一环。
疲劳寿命分析的基本原理是通过对涡轮叶片在工作过程中所受到的载荷进行分析，得到其应力分布，然后对其进行疲劳寿命的估计。
航空发动机涡轮叶片的疲劳寿命分析一般采用有限元方法和试验方法两种途径。
有限元方法是在计算机上通过数值方法对涡轮叶片的载荷和应力进行模拟，然后对其进行疲劳寿命分析。
试验方法是通过对涡轮叶片的实验测试来得到其在工作过程中的载荷和应力，然后对其进行疲劳寿命分析。
航空发动机的材料疲劳特性分析
航空发动机的材料疲劳特性分析航空发动机作为现代航空技术的核心部件，其性能和可靠性直接影响着飞机的飞行安全和运行效率。
在航空发动机的工作过程中，材料会承受复杂的循环载荷，导致材料疲劳失效成为影响发动机寿命和可靠性的关键因素之一。
因此，深入研究航空发动机材料的疲劳特性对于提高发动机的性能和可靠性具有重要意义。
航空发动机材料通常需要具备高强度、高韧性、耐高温、耐腐蚀等优异性能。
常见的航空发动机材料包括高温合金、钛合金、复合材料等。
这些材料在发动机的不同部位发挥着重要作用，例如高温合金常用于制造涡轮叶片和燃烧室部件，钛合金常用于制造压气机叶片和机匣，复合材料则逐渐在一些非关键部件上得到应用。
材料的疲劳特性可以通过疲劳试验来进行评估。
疲劳试验通常包括恒幅疲劳试验、变幅疲劳试验和随机疲劳试验等。
在恒幅疲劳试验中，材料受到恒定幅值的循环载荷作用，通过测量材料在不同应力水平下的疲劳寿命，绘制出材料的 SN 曲线（应力寿命曲线）。
SN 曲线是描述材料疲劳特性的重要曲线，它可以为发动机部件的设计提供基础数据。
变幅疲劳试验则更接近航空发动机实际工作中的载荷情况，因为发动机在运行过程中载荷往往是变化的。
通过变幅疲劳试验，可以研究材料在复杂载荷条件下的疲劳性能，为发动机的寿命预测和可靠性分析提供更准确的依据。
随机疲劳试验则模拟了发动机在实际工作中受到的随机载荷，这种试验方法更加真实地反映了材料在实际使用中的疲劳特性。
影响航空发动机材料疲劳特性的因素众多。
首先是材料的化学成分和微观组织。
材料中的合金元素、杂质含量以及晶体结构等都会对疲劳性能产生影响。
例如，高温合金中的强化相分布和形态会显著影响其疲劳强度和寿命。
其次，制造工艺也对材料的疲劳特性有着重要影响。
包括铸造、锻造、热处理、机械加工等工艺过程。
不合理的制造工艺可能导致材料内部产生缺陷，如气孔、夹杂物、残余应力等，这些缺陷会成为疲劳裂纹的起始点，降低材料的疲劳性能。
另外，工作环境也是不可忽视的因素。
航空发动机疲劳寿命预测与优化研究
航空发动机疲劳寿命预测与优化研究随着航空业的飞速发展，航空发动机作为飞机的关键部件之一扮演着至关重要的角色。
航空发动机疲劳寿命预测与优化研究，旨在通过预测发动机疲劳寿命并优化发动机设计和维护方案，以延长其使用寿命、提高可靠性和安全性。
1. 航空发动机疲劳寿命预测的重要性航空发动机疲劳寿命预测是确保飞行安全和降低运营成本的基础。
疲劳寿命预测可以及早确定发动机零部件的剩余寿命，帮助航空公司制定合理的维修计划，避免不必要的维修和停机损失。
此外，预测疲劳寿命还能通过及时更换或修复损坏零部件，防止发生严重事故，确保航班安全。
2. 航空发动机疲劳寿命预测方法航空发动机疲劳寿命预测方法主要包括实验测试、数值模拟和统计模型等。
实验测试是通过在实际运行条件下对发动机进行长期疲劳试验，测量零部件的损伤程度，从而预测发动机剩余寿命。
然而，由于成本高昂且时间耗费较长，实验测试方法的适用范围有限。
相比之下，数值模拟方法通过计算机仿真，在短时间内预测疲劳寿命。
数值模拟方法可以精确地模拟发动机工作环境和负载变化，考虑材料疲劳性能和应力分布等因素，然后通过疲劳损伤累积的计算来预测寿命。
另一种常用的方法是统计模型，通过历史数据建立数学模型来预测疲劳寿命。
统计模型可以基于发动机运行工况和可用性数据，使用统计分析技术进行建模和预测。
这种方法基于大量的实际运行数据，但对于新型发动机或者特殊业务环境下的发动机，模型的建立可能会受到一些限制。
3. 航空发动机疲劳寿命优化研究航空发动机疲劳寿命优化研究的主要目标是通过改善设计和维护策略来提高发动机的疲劳寿命和可靠性。
对于发动机设计来说，优化研究可以着重考虑材料特性、结构设计和负载条件等因素。
例如，通过选择更高强度的材料，改进结构设计以减少应力集中点，或者优化传动系统以降低载荷对关键零部件的影响。
这些改进可以有效提高发动机的寿命和可靠性。
疲劳寿命优化研究还包括维护策略的优化。
通过合理的维护措施和定期检查，可以及早发现并解决潜在问题，减缓疲劳损伤的蔓延速度。
材料疲劳案例分析及设计
A. 减缓应力集中的措施
• 紧配合的轮毂与轴的配合面边缘处，有明显的应力集中。 若在轮毂上开减荷槽，并加粗轴的配合部分，以缩小轮毂与 轴之间的刚度差距，便可改善配合面边缘处应力集中的情况
飞机金属疲劳与腐蚀疲劳
• 统计数据表明，飞机结构中有半数以上的破坏形式与 腐蚀或腐蚀疲劳有关。
• 由于具有重量轻、强度好等优越性能的高强度铝合金
已成为航空领域中使用最为广泛的金属材料。然而从
目前对高强度铝合金腐蚀疲劳的研究成果来看，铝合
金对腐蚀引起的破坏是敏感的，腐蚀环境往往会使铝 合金结构的疲劳寿命大大缩短。
材料疲劳破坏案例
报告内容
波音747的疲劳开裂 摩托车发动机连杆断裂原因分析
波音747的主要尺寸
波音747的疲劳开裂
波音747外表皮的成分分析： • 设计师为了减轻飞机自身重量，使得飞机能减少耗油量能 飞得更远，表皮采用的是铝合金。 波音747飞行速度与常识：
• 波音747一经问世，便赢得了全世界乘客的青睐。747集先 进技术于一体，是世界上最先进、燃油效率最高的飞机。 747-400是目前生产的唯一747机型，在气动性能方面有了 许多重要的改进。波音747是目前世界上运用最广泛的客 运飞机，也是最快的亚音速飞机，其速度能达到音速的 85%，即900km/h。
A. 减缓应力集中的措施
• 在角焊缝处，采用坡口焊接，应力集中程度要比无坡口焊接 改善的多。
B. 增高表层强度
用机械法强化表层（如滚压、喷丸等），使构件表面形 成预压应力层，减弱易引起裂纹的表面拉应力，从而提高疲 劳强度。或采用热处理和化学处理 ，如高频淬火、渗碳、氮 化等。
航空发动机涡轮叶片材料疲劳寿命模拟分析
航空发动机涡轮叶片材料疲劳寿命模拟分析1. 引言航空发动机是飞机的心脏，其性能和可靠性直接关系到飞机的安全和运营成本。
而发动机涡轮叶片作为发动机的核心部件之一，用于承受高温高压气流的冲击和旋转负载，其材料的疲劳寿命特性对于发动机的运行和维护具有重要意义。
在发动机的设计和生产过程中，对涡轮叶片材料的疲劳寿命进行模拟分析，可以有效预测其寿命，加强产品性能和安全性。
2. 背景疲劳是材料在交替载荷作用下所产生的损伤，是站在工程实践上理解和认识材料性能和寿命的一个重要问题。
对于涡轮叶片等高强度零件而言，其在高温高压等恶劣环境下长时间运行，很容易产生疲劳损伤。
因此，对于涡轮叶片材料的疲劳特性研究和寿命预测，对于发动机生产和使用的过程具有重要意义。
3. 涡轮叶片材料的疲劳寿命模拟方法3.1 疲劳寿命估算方法根据疲劳寿命估算原理，可以选择基于应力水平的估算方法或者基于试验数据的估算方法。
针对涡轮叶片等复杂结构和工况，基于有限元方法的疲劳寿命估算方法具有比较高的准确度和适用性，也是当前研究涡轮叶片材料疲劳寿命最为有效的方法之一。
3.2 有限元分析方法有限元分析是目前最为广泛使用的计算机仿真分析方法之一，可以通过离散化、求解和后处理等过程，模拟大量工程问题的复杂物理场。
对于疲劳寿命分析而言，有限元分析方法可以直接基于实际工况模拟受力分布和变形情况，从而通过应力-循环寿命曲线和损伤积累特性，计算出涡轮叶片的疲劳寿命。
3.3 循环寿命分析循环寿命是材料在交替载荷作用下出现裂纹和断裂之前的循环次数。
在涡轮叶片材料疲劳寿命模拟中，通过循环寿命分析可以获取涡轮叶片材料的循环寿命，从而评估其使用寿命和寿命损伤程度。
4. 涡轮叶片疲劳寿命模拟分析实例为了更深入地了解涡轮叶片材料的疲劳特性和模拟分析过程，以下是一个典型的实例。
4.1 问题描述某型号涡轮叶片，材料为热压熔结镍基合金，叶片尺寸为长80毫米，宽22毫米，厚度3毫米。
叶片常温下的静态强度为1100MPa，材料的疲劳极限为310MPa。
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法杨伟新;李彦;王平【摘要】在某型航空发动机叶片疲劳试验件数量严重不足的情况下,提出一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法-逐级载荷加载法.该方法先以一个相对较低的振动水平对叶片进行激励,然后逐级加大叶片的激励水平,直至叶片出现疲劳破坏,最后获取该叶片的疲劳极限.应用该方法对某型发动机第5级轴流压气叶片进行疲劳试验,有效地获取该叶片的疲劳极限.%Due to the serious shortage of specimens for fatigue test of aero-engine blades, a new fatigue test method for aero-engine blades, called step-by-step loading method, is proposed. Firstly, the blade is excited with a relatively low vibration. Then, excitation level on the blade increases step by step until the blade fails. Thereby, the fatigue limit of the blade is obtained. Practical application in the fatigue test of the 5th-stage axial compressor's blades shows that this method is efficient for obtaining the fatigue limit of the blades.【期刊名称】《噪声与振动控制》【年(卷),期】2017(037)005【总页数】5页(P214-218)【关键词】振动与波;航空发动机叶片;逐级载荷加载法;疲劳试验方法;疲劳极限【作者】杨伟新;李彦;王平【作者单位】中国湖南航空动力机械研究所航空发动机振动技术航空科技重点实验室,湖南株洲 412002;中国湖南航空动力机械研究所航空发动机振动技术航空科技重点实验室,湖南株洲 412002;中国湖南航空动力机械研究所航空发动机振动技术航空科技重点实验室,湖南株洲 412002【正文语种】中文【中图分类】TP206+.3;V23航空发动机叶片是航空发动机最重要的关键部件,随着我国飞机飞行机动性及飞机发动机使用寿命的不断提高,其工作条件越来越严酷[1]。
hb 20041 航空发动机轴类部件疲劳试验方法
（原创实用版3篇）编制人员:_______________审核人员:_______________审批人员:_______________编制单位:_______________编制时间:____年___月___日序言下面是本店铺为大家精心编写的3篇《hb 20041 航空发动机轴类部件疲劳试验方法》，供大家借鉴与参考。
下载后，可根据实际需要进行调整和使用，希望能够帮助到大家，谢射!（3篇）《hb 20041 航空发动机轴类部件疲劳试验方法》篇1HB 20041 是中华人民共和国航空工业行业标准之一，题为“航空发动机轴类部件疲劳试验方法”。
该标准规定了航空发动机轴类部件进行疲劳试验的要求、试验方法、试验结果的判定和试验报告的内容等。
该标准适用于航空发动机轴类部件的疲劳试验，包括转子轴、定子轴、齿轮轴、联轴节等。
该标准规定了疲劳试验的分类、试验要求、试验方法和试验结果的判定等内容。
1. 分类：疲劳试验分为常规疲劳试验和特殊疲劳试验。
2. 试验要求：包括试验目的、试验件的要求、试验设备的要求、试验过程的要求等。
3. 试验方法：包括试验过程的步骤、试验载荷的特点、试验数据的处理等。
4. 试验结果的判定：根据试验结果判断试验件是否符合要求，包括判定依据、判定标准等。
《hb 20041 航空发动机轴类部件疲劳试验方法》篇2HB 20041 是一项中华人民共和国航空工业行业标准，题为《航空发动机轴类部件疲劳试验方法》。
这项标准规定了航空发动机轴类部件进行疲劳试验的要求和方法。
以下是标准的一些主要内容:1. 适用范围：本标准适用于航空发动机轴类部件的疲劳试验，包括转子轴、静子轴、叶片轴等。
2. 术语和定义：本标准定义了疲劳试验、高周疲劳试验、低周疲劳试验、高温疲劳试验、低温疲劳试验等术语。
3. 试验要求：本标准规定了轴类部件疲劳试验的基本要求，包括试验目的、试验类别、试验载荷、试验频率、试验温度、试验时间等。
材料疲劳试验
材料疲劳试验材料疲劳试验是一种用于评估材料在受到交变应力作用下的耐久性能的实验方法。
在工程实践中，材料的疲劳性能对于零部件的设计和使用寿命具有重要意义。
本文将介绍材料疲劳试验的基本原理、常用方法和应用领域。
1. 基本原理。
材料在受到交变应力作用下会发生疲劳损伤，其疲劳寿命是材料的一个重要指标。
材料的疲劳寿命受到多种因素的影响，如应力幅值、应力比、试验温度等。
疲劳试验的基本原理是通过施加交变载荷，观察材料在不同应力水平下的疲劳寿命，从而评估其耐久性能。
2. 常用方法。
疲劳试验常用的方法包括拉伸-压缩疲劳试验、弯曲疲劳试验和旋转疲劳试验等。
拉伸-压缩疲劳试验是最常见的一种方法，通过交变拉伸和压缩载荷作用于试样上，观察其疲劳寿命。
弯曲疲劳试验适用于弯曲受力零部件的疲劳性能评价，而旋转疲劳试验则适用于轴类零部件的疲劳性能评价。
3. 应用领域。
材料疲劳试验在航空航天、汽车制造、机械制造等领域具有广泛的应用。
在航空航天领域，材料的疲劳性能直接关系到飞机的安全性，因此对于航空材料的疲劳试验尤为重要。
在汽车制造领域，发动机零部件、悬挂系统等零部件的疲劳性能也是关乎汽车安全和可靠性的重要指标。
在机械制造领域，各种机械零部件的疲劳性能评价对于设备的可靠性和使用寿命具有重要意义。
综上所述，材料疲劳试验是评估材料耐久性能的重要手段，通过对材料在交变应力下的疲劳行为进行研究，可以为工程实践提供重要的参考依据。
随着材料科学和试验技术的不断发展，疲劳试验方法也在不断创新和完善，为材料的疲劳性能评价提供了更加可靠和精准的手段。
因此，加强对材料疲劳试验的研究和应用具有重要的理论和实践意义。
航空发动机的材料疲劳研究
航空发动机的材料疲劳研究航空发动机作为飞机的“心脏”，其性能和可靠性直接关系到飞行的安全与效率。
在航空发动机的设计、制造和使用过程中，材料疲劳是一个至关重要的问题。
材料疲劳是指材料在循环载荷作用下，经过一定次数的循环后发生断裂的现象。
由于航空发动机在工作中不断地经历着启动、停车、加速、减速等循环过程，其零部件所承受的载荷也是循环变化的，因此材料疲劳成为了影响航空发动机寿命和可靠性的关键因素之一。
航空发动机的工作环境极其恶劣，高温、高压、高转速以及复杂的气流等因素都对发动机材料提出了极高的要求。
在这样的环境下，材料不仅要具备高强度、高韧性、耐高温等性能，还要能够抵抗疲劳损伤。
为了深入研究航空发动机的材料疲劳问题，科研人员从多个方面展开了工作。
首先，材料的选择是至关重要的。
目前，航空发动机中常用的材料包括高温合金、钛合金、陶瓷基复合材料等。
高温合金具有优异的高温强度和抗氧化性能，是航空发动机涡轮叶片和涡轮盘等关键部件的常用材料。
钛合金则具有较高的比强度和良好的耐腐蚀性，常用于发动机的风扇叶片和压气机叶片等部件。
陶瓷基复合材料具有耐高温、高强度和低密度等优点，是未来航空发动机材料的重要发展方向之一。
然而，这些材料在不同的工作条件下，其疲劳性能也存在差异。
因此，科研人员需要对各种材料的疲劳特性进行深入研究，为航空发动机的选材提供科学依据。
其次，载荷的特性对材料疲劳有着重要的影响。
航空发动机中的载荷包括离心力、气动力、热应力等，这些载荷的大小、频率和方向都在不断变化。
例如，涡轮叶片在旋转过程中会受到离心力的作用，同时还会受到高温燃气的冲刷和热应力的影响。
这些复杂的载荷会导致材料内部产生微观缺陷和损伤，随着循环次数的增加，这些缺陷和损伤会逐渐积累和扩展，最终导致材料的疲劳断裂。
因此，准确地评估航空发动机中的载荷特性，建立合理的载荷谱，对于研究材料疲劳问题具有重要意义。
此外，制造工艺也会对航空发动机材料的疲劳性能产生影响。
民用航空发动机典型部件的疲劳寿命与可靠性分析
关键词：载荷谱，涡轮叶片，疲劳寿命，燃油泵，可靠性，三参数对数分布
IV
南京航空航天大学硕士学位论文
ABSTRACT
The purpose of study on fatigue life and reliabitily for civil aero-engine is actualizing the best maintaining decision and managing healthy. This text works over the methods of the fatigue life prediction for Civil aero-engine, and the methods of analysis of reliability for aero-engine’s accessories. For a real aero-engine, the fatigue life and reliability were anslysed. As a result, the data will be helpful for the maintenance, it can predict the date of maintenance. In the help of the analysis, we can maintain the aero-engine based on it’s operating, to maintain it in time. And , the maintenance cost will be reduced. Also, it is good for deciding the number of the parts. So , this text has worked as follows: (1)Collected a lot of data for running of a real civil aero-engine; Based on the Rain-flow Counting, wrote a programmed algorithm about stress-spectrum with c words. (2) Established a simple model of a real blade with UG, made an analysis with ANSYS. Predicted its fatigue life with an appropriate way. (3) Managed the real maintenance data, studyed the reliability of the fuel pump and the controller of oil system. The analysis data can offer some reference for maintenance and the mothball number of these parts. The study of fatigue life prediction and reliability, the analysis of the parts of a real aero-engine, all of them established the basic of the autonomic-maintain system for civi循环统计表 ..................................................................11 某型民用发动机（左发）转速循环统计表 ..................................................................12 某型民用发动机左右发平均转速循环统计表 ..............................................................12 某型民用航空发动机（平均一个起落）的排气温度工作时间表 ..............................13 主循环与有损伤的次循环（平均一次起落） ..............................................................13 DZ125 合金各温度的热导率 ...........................................................................................16 DZ125 合金各温度的弹性模量 .......................................................................................16 DZ125 合金各温度的切变模量 .......................................................................................16 DZ125 合金各温度的泊松比 ...........................................................................................17 DZ125 合金各温度的线膨胀系数 ...................................................................................17 DZ125 合金各温度的屈服强度 σ0.2...............................................................................17 DZ125 合金各温度的拉伸极限 σb .................................................................................17 发动机各个参数状态表..................................................................................................22 叶片叶根截面处应力及对应持久寿命 ..........................................................................22
航空发动机的材料疲劳特性研究
航空发动机的材料疲劳特性研究航空发动机被誉为现代工业“皇冠上的明珠”，其性能和可靠性直接影响着飞机的飞行安全和作战效能。
而在影响航空发动机性能和可靠性的众多因素中，材料的疲劳特性是一个至关重要的方面。
本文将对航空发动机的材料疲劳特性展开深入研究，以期为航空发动机的设计、制造和维护提供有益的参考。
一、航空发动机材料疲劳特性的重要性航空发动机在工作过程中，其零部件会承受各种复杂的载荷，如高温、高压、高转速、振动等。
这些载荷的长期作用会导致材料出现疲劳损伤，从而降低发动机的性能和可靠性，甚至引发严重的事故。
因此，深入了解航空发动机材料的疲劳特性，对于提高发动机的安全性和耐久性具有重要意义。
二、航空发动机常用材料及其疲劳特性1、高温合金高温合金是航空发动机中应用最为广泛的材料之一，如镍基高温合金和钴基高温合金。
这些合金具有优异的高温强度、抗氧化性和抗腐蚀性能。
然而，在高温和复杂载荷条件下，高温合金也容易出现疲劳裂纹的萌生和扩展。
2、钛合金钛合金由于其高强度、低密度和良好的耐腐蚀性，在航空发动机中也得到了越来越多的应用。
但其疲劳性能相对较差，尤其是在高温环境下。
3、复合材料复合材料如碳纤维增强复合材料在航空发动机中的应用逐渐增多，其具有优异的比强度和比刚度。
然而，复合材料的疲劳性能受纤维和基体的界面结合、孔隙率等因素的影响较大。
三、影响航空发动机材料疲劳特性的因素1、载荷条件航空发动机中的载荷包括循环载荷、随机载荷、冲击载荷等。
不同类型的载荷对材料疲劳特性的影响不同。
例如，循环载荷的频率、幅值和加载方式都会显著影响疲劳寿命。
2、温度高温是航空发动机工作环境的一个显著特点。
高温会导致材料的强度降低、微观组织变化，从而影响疲劳性能。
同时，温度的变化还会引起热应力，进一步加剧疲劳损伤。
3、环境发动机内部的腐蚀介质、氧化气氛等环境因素会与材料发生化学反应，破坏材料的表面完整性，加速疲劳裂纹的萌生和扩展。
4、材料微观组织材料的微观组织如晶粒尺寸、相分布、位错密度等对疲劳性能有着重要影响。
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法前言：随着时间推移和时代的不断改革创新，国内的社会经济得到了快速的发展，而与此同时，时代发展也对各类社会事业的发展提出了崭新且更高的要求，其中之一就是航空事业。
航空发动机叶片在不断应用过程中会产生疲劳的现象，航空事业快速的发展使得发动机的叶片工作环境变得更加严酷，如果不进行航空发动机叶片疲劳试验会影响到航空发动机的安全运行。
所以，在接下来的文章中就将针对[一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法]进行详尽的阐述，除此之外，还会在文章中提出一定的具有建设性的意见或者对策。
一、新的航空发动机叶片逐级加载法的工作原理新的航空发动机叶片逐级加载法的主要工作原理就是：采用基础位移振动激励手段和共振原理，在技术手段和原理的帮助之下，相关的工作人员就能够对航空发动机的叶片结构试验件施加需要的交变载荷，当获取到振动激励水平之后，其实反映的也就是试验载荷的水平，也就是所谓的疲劳极限值。
在实际的试验过程中，首先需要在一阶弯曲模态频率的情况之下对航空发动机叶片结构进行正弦振动激励，此阶段的激励水平适当即可，这样就能够使得叶片结构产生相应水平的弯曲共振，此时叶身各处也会在这一激励情况之下产生相应的变化，其中包含相应的模态位移、模态应变等等。
在这一过程中，试验件叶身的振动应变相应特性应该符合相关的计算结合，在理想情况之下，在应变叶片中心位置和测试的方向都比较明确的情况之下，叶身表面任何一个位子的振动应变响应都可以代表不同的叶身部位的应变响应实际数值，不同位置的应变响应也需要能够为不同的测试结果提供响应的验证，这也是逐级加载法应用效果比较优秀的主要原因之一。
在实际的航空发动机叶片疲劳试验过程中，试验载荷水平比较低的情况之下，航空发动机试验件叶片中，其当量模态应力水平也应该比较低，此时的最大交变应力实际表现水平也应该比较低，如果试验实际结果不符合这一特点，则说明试验过程存在不合理现象。
除此之外还需要知晓的是，当最大交变应力水平比航空发动机试验件叶片的疲劳极限还要低的情况之下，试验件将会具有无限的寿命，此类的试验过程可以循环多次（1*107）。
航空器结构设计中的疲劳分析
航空器结构设计中的疲劳分析在航空领域，航空器的结构设计至关重要，而其中的疲劳分析更是确保飞行安全的关键环节。
疲劳失效是航空器结构在长期使用过程中常见的一种破坏形式，如果在设计阶段未能充分考虑疲劳因素，可能会导致严重的飞行事故。
要理解航空器结构设计中的疲劳分析，首先得明白什么是疲劳。
简单来说，疲劳就是材料在循环载荷作用下，经过一定次数的循环后，产生裂纹并逐渐扩展，最终导致结构破坏的现象。
对于航空器而言，其在飞行过程中会不断承受各种载荷的变化，比如起飞、降落时的冲击载荷，空中飞行时的气动载荷，以及发动机运转产生的振动载荷等。
这些载荷的反复作用，使得航空器结构很容易出现疲劳损伤。
在进行疲劳分析时，第一步是要确定航空器结构所承受的载荷类型和大小。
这需要对飞行任务、飞行姿态、飞行速度等多种因素进行详细的分析。
例如，飞机在起飞阶段，机翼承受的升力会大幅增加；在降落时，起落架则要承受巨大的冲击力。
通过各种先进的测量技术和计算方法，可以较为准确地获取这些载荷数据。
接下来，就是对材料的疲劳性能进行研究。
不同的材料具有不同的疲劳特性，因此在设计中要选择合适的材料。
同时，还需要考虑材料在制造过程中可能产生的缺陷，以及在使用过程中受到环境因素（如温度、湿度、腐蚀等）的影响。
为了获取材料的疲劳性能数据，通常会进行大量的实验，包括拉伸实验、疲劳实验等。
有了载荷数据和材料性能数据后，就可以运用各种疲劳分析方法来评估航空器结构的疲劳寿命。
常见的疲劳分析方法有基于应力的方法、基于应变的方法和基于断裂力学的方法等。
基于应力的方法相对简单，适用于高周疲劳的情况；基于应变的方法则更适用于低周疲劳；而基于断裂力学的方法可以更准确地预测裂纹的扩展情况。
在实际的航空器结构设计中，还需要考虑结构的细节设计对疲劳寿命的影响。
例如，结构中的拐角、孔、焊缝等部位，往往容易产生应力集中，从而加速疲劳裂纹的形成和扩展。
因此，在设计时需要对这些部位进行优化，采用圆滑过渡、增加加强筋等方式来降低应力集中程度。
航空发动机的材料疲劳研究
航空发动机的材料疲劳研究航空发动机被誉为“工业之花”，是现代工业中最复杂、最精密的机械系统之一。
在航空发动机的运行过程中，材料疲劳是一个至关重要的问题。
材料疲劳可能导致发动机部件的失效，从而影响飞行安全。
因此，对航空发动机材料疲劳的研究具有极其重要的意义。
航空发动机在工作时，其内部的零部件会承受各种复杂的载荷和环境条件。
例如，高温、高压、高速旋转产生的离心力、振动以及气流的冲击等。
这些因素会使得发动机材料逐渐产生微小的损伤和裂纹。
随着时间的推移，如果这些损伤和裂纹得不到及时的修复或控制，它们会不断扩展，最终导致零部件的失效。
为了深入研究航空发动机材料的疲劳特性，科研人员采用了多种方法和技术。
首先是材料测试，通过对各种材料进行拉伸、压缩、疲劳等实验，获取材料在不同条件下的力学性能数据。
这些数据是后续分析和设计的基础。
常见的材料测试设备包括万能试验机、疲劳试验机等。
在材料的选择方面，航空发动机通常会使用高温合金、钛合金、陶瓷基复合材料等高性能材料。
高温合金具有良好的高温强度和抗氧化性能，能够在高温环境下保持较好的力学性能。
钛合金则具有较高的比强度和耐腐蚀性，适用于一些对重量要求较高的部件。
陶瓷基复合材料具有优异的耐高温性能和抗氧化性能，是未来航空发动机材料的重要发展方向之一。
然而，仅仅依靠材料本身的性能还远远不够。
发动机的结构设计也对材料的疲劳寿命有着重要的影响。
合理的结构设计可以降低零部件的应力集中，减少疲劳损伤的发生。
例如，采用优化的轮廓形状、过渡圆角和加强筋等，可以有效地改善零部件的受力情况。
另外，制造工艺也是影响航空发动机材料疲劳性能的一个关键因素。
先进的制造工艺能够减少材料内部的缺陷和残余应力，提高材料的质量和性能。
例如，精密铸造、锻造、粉末冶金等工艺，可以制造出更加致密、均匀的材料结构，从而提高材料的疲劳强度。
在实际的运行过程中，航空发动机还需要进行定期的检测和维护。
通过无损检测技术，如超声检测、射线检测、磁粉检测等，可以及时发现材料中的微小缺陷和裂纹，并采取相应的修复措施，避免故障的进一步发展。
hb 5277 发动机叶平及材料振动疲劳试验方法
主题：HB 5277发动机叶平及材料振动疲劳试验方法在航空航天领域，发动机叶平及材料振动疲劳试验是一项至关重要的工作。
具体而言，HB 5277标准规定了一种用于评估发动机叶平及材料在振动和疲劳加载下性能的试验方法。
本文将详细介绍HB 5277标准的试验方法，包括试验流程、参数设定、数据采集与分析等内容。
一、试验对象选择进行试验前需要明确试验对象。
通常包括发动机叶平及相关材料，这些材料需要具有代表性，能够反映实际工作环境下的性能表现。
选择试验对象需要考虑到多种因素，如材料特性、使用范围等。
二、试验设备准备在进行HB 5277标准试验前，需要准备相应的试验设备。
这些设备包括振动试验台、疲劳试验机、数据采集系统等。
试验设备的选择需与试验对象相匹配，以确保试验过程中的准确性和可靠性。
三、试验参数设定在进行HB 5277标准试验时，需要合理设定试验参数。
这些参数包括振动频率、振幅、疲劳载荷等。
合理的参数设定可以有效模拟实际工作条件下的振动疲劳情况，为试验结果的准确性提供保障。
四、试验过程试验过程中需要严格按照HB 5277标准的要求进行。
这包括试验对象的固定、试验参数的设定、试验过程的监控等。
试验过程中需要注意安全性和可控性，确保试验能够顺利进行并得到可靠的结果。
五、数据采集与分析试验过程中产生的数据需要进行及时的采集和分析。
数据采集系统需要能够准确地记录试验过程中的各项参数和性能指标，并能够生成相应的数据报告。
数据分析则需要借助专业的软件和工具进行，以获取准确的试验结果并进行有效的评估。
六、试验结果评估基于数据采集与分析的结果，需要对试验结果进行评估。
这包括对试验对象在振动疲劳加载下的性能表现进行分析和评定。
通过对试验结果的评估，可以为相关材料和部件的设计和改进提供参考依据，同时也能够为工程实际应用提供技术支撑。
七、结论与展望总结HB 5277标准试验的流程和方法，以及试验结果的评估。
展望未来，指出HB 5277标准试验方法的改进和完善方向，为相关领域的研究和应用提供参考意见。
航空发动机的疲劳寿命评估研究
航空发动机的疲劳寿命评估研究航空发动机是飞机的核心部件，其正常运转对保证飞机飞行的安全与稳定具有决定性作用。
疲劳寿命作为发动机性能的重要指标，一直是航空工业研究的热点之一。
1.疲劳损伤及其评估方法在航空发动机工作中，疲劳是其最主要的失效形式之一。
发动机长期高速旋转的工作状态，载荷变化频繁，会导致其金属构件逐渐疲劳失效，进而影响航空飞行的安全性和稳定性。
因此，评估航空发动机的疲劳寿命，对于预测和避免机件失效具有重要意义。
现代航空发动机疲劳寿命评估涉及复杂的材料科学、力学、数学和工程成分。
当前，国内外学术界和航空工业界都采用多种评估方法，如传统的试验模拟、数值仿真模拟等，以期能够求出疲劳损伤程度，从而预测出航空发动机的使用寿命。
常见评估方法包括疲劳试验技术、非破坏检测技术、结构强度有限元分析、疲劳寿命预测技术、可靠性分析方法和材料参数的测量和仿真测试等。
2.影响航空发动机疲劳寿命的因素航空发动机的疲劳寿命受到影响的因素较为复杂。
除了材料强度、设计结构、载荷程度等基本因素外，还包括使用环境、运送方式、维修保养等外部条件，这些因素都会影响到航空发动机的寿命。
环境因素的影响主要就是氧化腐蚀、温度变化、湿度等，从而造成疲劳损伤等问题。
维修保养方面，只有在良好的技术水平、充足的检修手段下才能够做到对航空发动机的维护保养的最佳状态。
此外，放置方法和保运方式对航空发动机疲劳寿命也有很大影响。
3.航空发动机疲劳寿命评估技术的发展趋势随着时代的发展，航空工业技术也在不断创新与提高，疲劳寿命的关注度和研究力度也在不断增强。
目前，发动机疲劳寿命的评估技术在数值仿真方面取得了一定进展，人们已经可以通过CAD/CAM技术绘制模型，运用非线性分析方法对复杂结构进行强度分析，根据周期性载荷模型来得出疲劳平衡状态。
同时，还可以通过模拟计算的方法，在确定的试验条件下进行试验模拟，来推算航空发动机不同阶段的疲劳损伤情况，进而评估其疲劳寿命。
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“ 再现 性 ” ， 根据 ｔ 分 布理 论 ． 按 一定 置信 度 和误差 度 要求 ， 给 出确 定 最 少 试 件 个 数 的判 据 ； 借 助单 侧 容 限系数 ｋ ， 给具 有置 信度 的百 分位值 。
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摘
要：
为 了经济 合理 地进 行航 空发 动机 材料疲 劳 性 能 试验 设 计 ， 并 保 证 试 验 结果 的 “ 可 比性 ” 与“ 再现性” ， 根据 ｔ
分布理论 ， 按一定置信度和误差度要求 ， 给出确定最少试件个数的判据 ； 借助单侧容限系数 ， 给 出具有 置信
度 的百 分位值 。 关键 词 ： 疲劳 寿命 ； 变异 系数 ； 单侧 容 限系数 ； 置信 度 ； 可靠度
ｐ ｒ ｏ ｄ ｕ ｃ ｉ ｂ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ，ａ ｃ ｉｔ ｒ ｅ ｒ ｉ ｏ ｎ ｗｈ ｉ ｃ ｈ ｉ ｓ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｔ － ｄ ｉ ｓ ｔ ｒ ｉ ｂ ｕ ｔ ｉ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｏ ｒ ｙ ｉ ｓ ｐ ｒ ｏ ｖ ｉ ｄ ｅ ｄ ｔ ｏ ｄ ｅ ｔ ｅ ｒ ｍｉ ｎ ｅ ｍｉ ｎ － ｉ ｍｕ ｍ ｎ ｕｍｂ ｅ ｒ ｏ ｆ ｔ ｅ ｓ ｔ ｓ ｐ ｅ ｃ ｉ ｍｅ ｎ ｓ ．Ｔｈ ｉ ｓ ｃ ｒ ｉ ｔ ｅ ｉｏ ｒ ｎ ｃ ａ ｎ ａ ｌ ｓ ｏ ｇ ｉ ｖ ｅ ｐｅ ｒ ｃ ｅ ｎ ｔ ａ ｇ ｅ ｌ ｉ ｍｉ ｔ ｓ ｂ ｙ ｏ ｎｅ －ｓ ｉ ｄ ｅ ｄ ｔ ｏ ｌ ｅ ｒ ａ ｎ ｃ ｅ ｆ ａ ｃ ｔ ｏ ｒ ｋ ｕ ｎ ｄｅ ｒ ａ ｓ ｐｅ ｃ ｉ ｆ ｉ ｃ ｃ ｏ ｎ ｉｄ ｆ ｅ ｎ ｃ ｅ ｌ ｅ ｖ ｅ ｌ ，ｒ ｅ ｌ ｉ ａ ｂｉ ｌ ｉ ｔ ｙ－ ｙ ａ ｎ ｄ ｅ ｒ ｒ ｏ ｒ ｒ ｅ ｑ ｕｉ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ 为母 体 方 差 ， ｏ “ 。 称 为 与 可
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通常材 料 在 给 定 载 荷 下 的疲 劳 寿 命 分 散 性 很 大 。因此 ， 在进行试 验测定时 ， 首 先 就 会 碰 到 如何
合理 确定 试 件 数 量 的 问题 。 为 了 经 济 合 理 地 进 行 疲劳 性 能试验 设计 ． 并保 证 试验 结 果 的“ 可 比性 ” 与
＝ ｔ ｚ ＋ ｕ ｐ ｏ ｒ ， ＝ ｋ ｓ
（ ２ ）
称为子样 平 均值 ， 称为 子样 方差 ， 称 为 “ 标 准差 修正 系数 ” 。
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结 构可 靠 性 分 析 与 设 计 要 考 虑很 多 重 要 的 随 机 变量 ， 如结 构疲 劳 寿 命 、 当量 初 始裂 纹 尺寸 、 材 料 断裂 韧性 等 。工 程 上 常 常 是 通 过 试 验 （ 抽样 ） 得 到 来 自所 研究 随机 变 量 的一 组 参 差 不 齐 的数 据 ， 即子 样， 子 样来 自不 同的批 次 ＿ １ ］ 。然后 对 数 据 进 行 统计
（ 中航 商用航 空 发动机 有 限责任 公 司 ， 上海 ２ ０ １ １ ０ ８ ）
（Ａ Ｖ Ｉ Ｃ Ｃ ｏ ｍ ｍｅ ｒ ｃ ｉ ａ ｌ Ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ Ｃ Ｏ ． ， Ｌ Ｔ Ｄ ． ， Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ １ １ ０ ８ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
民用 飞 机设 计 与研 究
Ｃｉ ｖｉ ｌ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ＆ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ
航 空 发 动 机 材 料 疲 劳 可 靠 性 试 验 设 计
Ｆａ ｔ ｉ ｇ ｕｅ Ｒｅ ｌ ｉ ａ ｂｉ ｌ ｉ ｔ ｙ Ｔｅ ｓ ｔ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ
分 析 获得所 需要 的统 计 特性 。
１ ． １ 估计基 值 的最少 试件个 数 判据理 论
正态母 体基 值 ｘ 按 以下 概率 表达式 定义 Ｌ ２ ］ ：
Ｐ（ Ｘ ＞ ｘ ） ＝ （ ｘ ｐ ） － 厂 （ ）ｄ ｘ ＝ ｐ （ １ ）
式中 ｆ （ ｘ ） 是 概 率 密 度 函数 ， 。 ＝ ｔ ｚ ＋ ｕ 。 是 对 应 任一 可靠 度 Ｐ值 时 的对 数 安 全 寿命 或安 全疲 劳 强
ｏ ｆ Ａｅ ｒ ｏ－ Ｅｎｇ ｉ ｎｅ Ｍａ ｔ ｅ ｒ ｉ ａ ｌ
白国娟 曾海 军 杨 坤 侯 乃先 陈 健
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