延续"5719发动机维修厂延寿1500小时超越，..31日 手快 ...

回2楼点评：
J兄，偶好不容易敲点文字，请口下留情，免得偶的帖子变口水贴。

等着板兄继续点评啊。  不想插楼，所以吐槽一句。  请继续.......认真阅读中....... :handshake

板岗丁 发表于 2011-12-6 11:39
回2楼点评：
J兄，偶好不容易敲点文字，请口下留情，免得偶的帖子变口水贴。

等着板兄继续点评啊。  不想插楼，所以吐槽一句。  请继续.......认真阅读中....... :handshake

http://lt.cjdby.net/thread-1278841-2-1.html  69 楼
板冈丁："以下两例都是修理，就是把表面的坏肉拿掉。再做点修型，比原件好不出奇，只能说原来的时间不是优化设计。"
据有关资料介绍，该发动机高压涡轮盘榫槽处的冷却孔边缘和凹槽表面0.8mm 以下点状和1mm以下线状故障，经打磨和抛光后可以继续使用。在修理高压涡轮盘时，还发现有少量的高压涡轮盘的后端面封严篦齿根部R6附近出现过沿周向荧光显示，经查确认为是深度0.03-0.05mm 左右的微裂纹，这些微裂纹起源于车削时的刀痕。修理补充卷规定，对封严篦齿根部裂纹进行打磨，深度不超过 0.1mm ，实践证明，该修理措施是有效的，修磨后的高压涡轮盘经过 300 小时工作返厂后检查均无再次出现微裂纹的现象，这说明，高压涡轮盘封严篦齿根部的裂纹萌生循环大于工作 300 小时所经历的循环历程。
7 ．开展了修理方案研究和修后试验验证。针对高压涡轮盘封严篦齿根部、榫槽底部冷却孔边两个关键危险点，研究制订了去除表面性能衰减材料的修理方案，利用有限元模型进行了修后强度校核和损伤容限分析。对三个封严篦齿根部附近辐板修理后的涡轮盘，进行了LCF 寿命验证试验，对其中一个轮盘持续进行了裂纹萌生试验、裂纹扩展试验和轮盘破裂试验。对一个榫槽底部冷却孔边经过修理的高压涡轮盘进行了LCF寿命验证试验和裂纹扩展试验。开展了轮盘榫槽底部冷却孔热机复合疲劳试验，研究了冷却孔的热机械疲劳行为。
板冈丁：“轮盘榫槽底部冷却孔热机复合疲劳试验，研究了冷却孔的热机械疲劳行为。”
看了这么久，都是低周期疲劳问题，终于给我等到了，等到啥？热机复合疲劳，英文是TMF (thermal-machanical fatigue)。另一种应是Dwell LCF，意思是不光有应力影响，还有是金属在高温时段停留太长，引致寿命比低周期疲劳要低。数据是唯一的真理，没银子万万不能。

板岗丁：上个轮盘榫槽图片跟大家分享一下，当然，这个轮盘榫槽没有冷却孔。我会再回头瞎掰冷却孔的问题。


http://lt.cjdby.net/thread-1278841-2-1.html  69 楼
板冈丁："以下两例都是修理，就是把表面的坏肉拿掉。再做点修型，比原件好不出奇，只能说原来的时间不是优化设计。"
据有关资料介绍，该发动机高压涡轮盘榫槽处的冷却孔边缘和凹槽表面0.8mm 以下点状和1mm以下线状故障，经打磨和抛光后可以继续使用。在修理高压涡轮盘时，还发现有少量的高压涡轮盘的后端面封严篦齿根部R6附近出现过沿周向荧光显示，经查确认为是深度0.03-0.05mm 左右的微裂纹，这些微裂纹起源于车削时的刀痕。修理补充卷规定，对封严篦齿根部裂纹进行打磨，深度不超过 0.1mm ，实践证明，该修理措施是有效的，修磨后的高压涡轮盘经过 300 小时工作返厂后检查均无再次出现微裂纹的现象，这说明，高压涡轮盘封严篦齿根部的裂纹萌生循环大于工作 300 小时所经历的循环历程。
7 ．开展了修理方案研究和修后试验验证。针对高压涡轮盘封严篦齿根部、榫槽底部冷却孔边两个关键危险点，研究制订了去除表面性能衰减材料的修理方案，利用有限元模型进行了修后强度校核和损伤容限分析。对三个封严篦齿根部附近辐板修理后的涡轮盘，进行了LCF 寿命验证试验，对其中一个轮盘持续进行了裂纹萌生试验、裂纹扩展试验和轮盘破裂试验。对一个榫槽底部冷却孔边经过修理的高压涡轮盘进行了LCF寿命验证试验和裂纹扩展试验。开展了轮盘榫槽底部冷却孔热机复合疲劳试验，研究了冷却孔的热机械疲劳行为。
板冈丁：“轮盘榫槽底部冷却孔热机复合疲劳试验，研究了冷却孔的热机械疲劳行为。”
看了这么久，都是低周期疲劳问题，终于给我等到了，等到啥？热机复合疲劳，英文是TMF (thermal-machanical fatigue)。另一种应是Dwell LCF，意思是不光有应力影响，还有是金属在高温时段停留太长，引致寿命比低周期疲劳要低。数据是唯一的真理，没银子万万不能。

板岗丁：上个轮盘榫槽图片跟大家分享一下，当然，这个轮盘榫槽没有冷却孔。我会再回头瞎掰冷却孔的问题。

- 这句话也是合适的。

此表中有效的首次故障样本共l4个，采用三
参数威布尔分布进行处理，参数估计值 =12 665．9，
Beta=1．385，y=O．107，主机的寿命分布曲线、故障密
度曲线、可靠度曲线、工龄一可靠性曲线分别见图
5， 6， 7， 8。

好文章，学习了

http://lt.cjdby.net/thread-1278841-2-1.html  69 楼
板冈丁："以下两例都是修理，就是把表面的坏肉拿掉。再做点修型，比原件好不出奇，只能说原来的时间不是优化设计。"
据有关资料介绍，该发动机高压涡轮盘榫槽处的冷却孔边缘和凹槽表面0.8mm 以下点状和1mm以下线状故障，经打磨和抛光后可以继续使用。在修理高压涡轮盘时，还发现有少量的高压涡轮盘的后端面封严篦齿根部R6附近出现过沿周向荧光显示，经查确认为是深度0.03-0.05mm 左右的微裂纹，这些微裂纹起源于车削时的刀痕。修理补充卷规定，对封严篦齿根部裂纹进行打磨，深度不超过 0.1mm ，实践证明，该修理措施是有效的，修磨后的高压涡轮盘经过 300 小时工作返厂后检查均无再次出现微裂纹的现象，这说明，高压涡轮盘封严篦齿根部的裂纹萌生循环大于工作 300 小时所经历的循环历程。
7 ．开展了修理方案研究和修后试验验证。针对高压涡轮盘封严篦齿根部、榫槽底部冷却孔边两个关键危险点，研究制订了去除表面性能衰减材料的修理方案，利用有限元模型进行了修后强度校核和损伤容限分析。对三个封严篦齿根部附近辐板修理后的涡轮盘，进行了LCF 寿命验证试验，对其中一个轮盘持续进行了裂纹萌生试验、裂纹扩展试验和轮盘破裂试验。对一个榫槽底部冷却孔边经过修理的高压涡轮盘进行了LCF寿命验证试验和裂纹扩展试验。开展了轮盘榫槽底部冷却孔热机复合疲劳试验，研究了冷却孔的热机械疲劳行为。
板岗丁： “后端面封严篦齿根部R6附近出现过沿周向荧光显示” - 这“沿周向荧光显示”一般指的是这部分受到表面张力过大，金属表面产生裂纹。 不过，在这个例子中，这些微裂纹是生产过程中的刀痕导致，刀痕能把荧光液体留住，这生产加工水平是很差的。。。
再说说这荧光液体。基本上检测发动机部件时，裂纹是很小的，裸眼基本看不到，用10X的放大镜也不一定看到。比较牢靠和便宜的方法就是把部件泡到荧光液体里，一段时间后，把它提出，擦干，再过一段时间，在黑房子里看有没有残余的荧光液。由于裂纹能留住荧光液，擦的时候是不会把那些荧光液弄干净的，所以，后来的检测就有了依据。文章中提到的封严篦齿。就是下图里的尖尖的两片。当然，下图只是为了说明，并不是AL-31发动机的部件。

0428011036b.jpg (86.02 KB, 下载次数: 7)

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2011-12-8 10:20 上传

板冈丁: 再说说荧光液体的精度，一般来说，能勘测的裂纹大小跟液体有关，和跟人有关，毕竟要靠人去看部件浸泡完液体后的情况。假如裂纹是1：2的话（深度：裂口宽度），普通荧光液体能让普通的检查员在95%的几率上检查到宽度差不多1mm不到的裂纹。
1mm宽的裂纹是什么概念？很厉害，FAA的低周期寿命定义为从裂纹萌生到裂纹达到1/32英寸的宽度。1/32英寸比1mm还小点。
文中提到 - “经查确认为是深度0.03-0.05mm 左右的微裂纹，这些微裂纹起源于车削时的刀痕。”这使我对俄国产品有点失望，0.05mm的刀痕是令人失望的。不过从另一角度看到5719发动机维修厂的荧光液敏感度比较高，能显示0.05 mm左右的痕迹，当然，很大原因是这刀痕是全周向的，检测起来相对容易。
板冈丁: 再说说荧光液体的测试过程： 部件泡到荧光液体里，一段时间后，把它提出，擦干，再过一段时间（乳化），在黑房子里看有没有残余的荧光液。这英文链接可以看看http://www.cnde.iastate.edu/research-areas/fpi






http://lt.cjdby.net/thread-1278841-2-1.html  69 楼
板冈丁："以下两例都是修理，就是把表面的坏肉拿掉。再做点修型，比原件好不出奇，只能说原来的时间不是优化设计。"
据有关资料介绍，该发动机高压涡轮盘榫槽处的冷却孔边缘和凹槽表面0.8mm 以下点状和1mm以下线状故障，经打磨和抛光后可以继续使用。在修理高压涡轮盘时，还发现有少量的高压涡轮盘的后端面封严篦齿根部R6附近出现过沿周向荧光显示，经查确认为是深度0.03-0.05mm 左右的微裂纹，这些微裂纹起源于车削时的刀痕。修理补充卷规定，对封严篦齿根部裂纹进行打磨，深度不超过 0.1mm ，实践证明，该修理措施是有效的，修磨后的高压涡轮盘经过 300 小时工作返厂后检查均无再次出现微裂纹的现象，这说明，高压涡轮盘封严篦齿根部的裂纹萌生循环大于工作 300 小时所经历的循环历程。
7 ．开展了修理方案研究和修后试验验证。针对高压涡轮盘封严篦齿根部、榫槽底部冷却孔边两个关键危险点，研究制订了去除表面性能衰减材料的修理方案，利用有限元模型进行了修后强度校核和损伤容限分析。对三个封严篦齿根部附近辐板修理后的涡轮盘，进行了LCF 寿命验证试验，对其中一个轮盘持续进行了裂纹萌生试验、裂纹扩展试验和轮盘破裂试验。对一个榫槽底部冷却孔边经过修理的高压涡轮盘进行了LCF寿命验证试验和裂纹扩展试验。开展了轮盘榫槽底部冷却孔热机复合疲劳试验，研究了冷却孔的热机械疲劳行为。
板岗丁： “后端面封严篦齿根部R6附近出现过沿周向荧光显示” - 这“沿周向荧光显示”一般指的是这部分受到表面张力过大，金属表面产生裂纹。 不过，在这个例子中，这些微裂纹是生产过程中的刀痕导致，刀痕能把荧光液体留住，这生产加工水平是很差的。。。
再说说这荧光液体。基本上检测发动机部件时，裂纹是很小的，裸眼基本看不到，用10X的放大镜也不一定看到。比较牢靠和便宜的方法就是把部件泡到荧光液体里，一段时间后，把它提出，擦干，再过一段时间，在黑房子里看有没有残余的荧光液。由于裂纹能留住荧光液，擦的时候是不会把那些荧光液弄干净的，所以，后来的检测就有了依据。文章中提到的封严篦齿。就是下图里的尖尖的两片。当然，下图只是为了说明，并不是AL-31发动机的部件。

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2011-12-8 10:20 上传

板冈丁: 再说说荧光液体的精度，一般来说，能勘测的裂纹大小跟液体有关，和跟人有关，毕竟要靠人去看部件浸泡完液体后的情况。假如裂纹是1：2的话（深度：裂口宽度），普通荧光液体能让普通的检查员在95%的几率上检查到宽度差不多1mm不到的裂纹。
1mm宽的裂纹是什么概念？很厉害，FAA的低周期寿命定义为从裂纹萌生到裂纹达到1/32英寸的宽度。1/32英寸比1mm还小点。
文中提到 - “经查确认为是深度0.03-0.05mm 左右的微裂纹，这些微裂纹起源于车削时的刀痕。”这使我对俄国产品有点失望，0.05mm的刀痕是令人失望的。不过从另一角度看到5719发动机维修厂的荧光液敏感度比较高，能显示0.05 mm左右的痕迹，当然，很大原因是这刀痕是全周向的，检测起来相对容易。
板冈丁: 再说说荧光液体的测试过程： 部件泡到荧光液体里，一段时间后，把它提出，擦干，再过一段时间（乳化），在黑房子里看有没有残余的荧光液。这英文链接可以看看http://www.cnde.iastate.edu/research-areas/fpi

龙族精神 发表于 2011-12-8 11:11
这个太专业了，看不懂！！
本意是帮助有些朋友读8骨的需要，不过，再一想也可以把难懂的弄得通俗的，让大家对发动机有多点了解。你说的“太专业”，包括本丁的瞎掰吗？要有不明白的地方，请指出，偶努力把东西写得白一点。

粉末盘能自己再制造 为什么不能自己制造呢...

铁血167 发表于 2011-12-8 11:42
粉末盘能自己再制造 为什么不能自己制造呢...
铁血167兄，
请慢慢，还得有耐心的读以前的这贴 （看链接）。日月都把J兄从发动机版踢到空版示众。
读完后要回帖的话请回在那贴上。
http://lt.cjdby.net/thread-962525-1-1.html

偶这里不想用来做战场。只想用偶自己开的帖子练练字，写写东西。请见谅。欢迎对偶写的东东提问题，或扔砖头。

板岗丁 发表于 2011-12-8 12:19
铁血167兄，
请慢慢，还得有耐心的读以前的这贴 （看链接）。日月都把J兄从发动机版踢到空版示众。
读完 ...
发出来的东西就是给人评论的，要不然自己放在电脑里嘛

铁血167 发表于 2011-12-8 12:53
发出来的东西就是给人评论的，要不然自己放在电脑里嘛
对，发出来就是让大家评论的。所以我前贴提到“欢迎对偶写的东东提问题，或扔砖头”

但我不想在我这贴里对“再制造”发评论，我也不是“再制造”的发言人。

楼主继续哉~~顺便能不能每段都把个结论性的句子加粗啊。

12/08/2011 上接本帖9楼
原文：
7 ．开展了修理方案研究和修后试验验证。针对高压涡轮盘封严篦齿根部、榫槽底部冷却孔边两个关键危险点，研究制订了去除表面性能衰减材料的修理方案，利用有限元模型进行了修后强度校核和损伤容限分析。对三个封严篦齿根部附近辐板修理后的涡轮盘，进行了LCF 寿命验证试验，对其中一个轮盘持续进行了裂纹萌生试验、裂纹扩展试验和轮盘破裂试验。对一个榫槽底部冷却孔边经过修理的高压涡轮盘进行了LCF寿命验证试验和裂纹扩展试验。
板岗丁：主要想扯扯以下几个实验，可能根本就是瞎掰，给真正参与这个实验的人看了笑得蛋疼或肚子疼

                               裂纹萌生试验
                               裂纹扩展试验
                               轮盘破裂试验
板岗丁：
首先，裂纹萌生试验就是要知道低周期寿命。裂纹从无到有（1/32英寸宽的裂纹）。
裂纹扩展试验，就是想知道已经有裂纹的情况下（若民用的话就要报废了），部件还能熬多久，裂纹还能稳定的扩大多久。每一个周期，裂面上就多一条纹。有时数纹的数目就知道一共用了几次。
轮盘破裂试验，这个就是“破罐子破摔”，就是想看大裂纹能带来多大的破坏，看把部件破坏到什么程度，和这种损害对发动机的危害有多大。要知道，苏-27等两个发动机的鸡鸡，有一个停车问题不大，但部件不能飞出来对飞机造成损害，或对另一个发动机造成停车危险。真是这样，飞行员只能叫“阿弥陀佛”。
三个试验介绍完毕，轮到偶瞎掰了：先休息休息，广告过后再说！

原文再续，瞎掰上一次 - 做这三试验干嘛？老实说，偶不知道，以下的言语也许对有些朋友有大不敬。。。
因为不符合“高端”的做法。这有点摸着石头过河的味道。意思就是5719厂没能从分析上了解发动机的运作情况和涡轮的工作环境。也没有这涡轮的合金的物理性质，包括低周期寿命，高温滞留寿命，高温高压力（不是张力）寿命在内。一般说，要是靠试验来定寿，低周期循环的次数要比设计要求，或者用户要求多得多。对统计学有研究的朋友就知道。这里的8骨提到用三个盘子，那么假如想要500循环的话，试验大概是在2000循环上下。为什么呢?因为如没有人的指模是完全一样的，涡轮盘和涡轮盘之间也存在物理性质方面的差异。从原料到成品的生产过程控制严密的，这好跟差之间的范围可能就小。反之就大。所以只测试有限的那个盘子的时候，可以用多点次数来验证/保证所以服役的涡轮盘子的寿命。








12/08/2011 上接本帖9楼
原文：
7 ．开展了修理方案研究和修后试验验证。针对高压涡轮盘封严篦齿根部、榫槽底部冷却孔边两个关键危险点，研究制订了去除表面性能衰减材料的修理方案，利用有限元模型进行了修后强度校核和损伤容限分析。对三个封严篦齿根部附近辐板修理后的涡轮盘，进行了LCF 寿命验证试验，对其中一个轮盘持续进行了裂纹萌生试验、裂纹扩展试验和轮盘破裂试验。对一个榫槽底部冷却孔边经过修理的高压涡轮盘进行了LCF寿命验证试验和裂纹扩展试验。
板岗丁：主要想扯扯以下几个实验，可能根本就是瞎掰，给真正参与这个实验的人看了笑得蛋疼或肚子疼

                               裂纹萌生试验
                               裂纹扩展试验
                               轮盘破裂试验
板岗丁：
首先，裂纹萌生试验就是要知道低周期寿命。裂纹从无到有（1/32英寸宽的裂纹）。
裂纹扩展试验，就是想知道已经有裂纹的情况下（若民用的话就要报废了），部件还能熬多久，裂纹还能稳定的扩大多久。每一个周期，裂面上就多一条纹。有时数纹的数目就知道一共用了几次。
轮盘破裂试验，这个就是“破罐子破摔”，就是想看大裂纹能带来多大的破坏，看把部件破坏到什么程度，和这种损害对发动机的危害有多大。要知道，苏-27等两个发动机的鸡鸡，有一个停车问题不大，但部件不能飞出来对飞机造成损害，或对另一个发动机造成停车危险。真是这样，飞行员只能叫“阿弥陀佛”。
三个试验介绍完毕，轮到偶瞎掰了：先休息休息，广告过后再说！

原文再续，瞎掰上一次 - 做这三试验干嘛？老实说，偶不知道，以下的言语也许对有些朋友有大不敬。。。
因为不符合“高端”的做法。这有点摸着石头过河的味道。意思就是5719厂没能从分析上了解发动机的运作情况和涡轮的工作环境。也没有这涡轮的合金的物理性质，包括低周期寿命，高温滞留寿命，高温高压力（不是张力）寿命在内。一般说，要是靠试验来定寿，低周期循环的次数要比设计要求，或者用户要求多得多。对统计学有研究的朋友就知道。这里的8骨提到用三个盘子，那么假如想要500循环的话，试验大概是在2000循环上下。为什么呢?因为如没有人的指模是完全一样的，涡轮盘和涡轮盘之间也存在物理性质方面的差异。从原料到成品的生产过程控制严密的，这好跟差之间的范围可能就小。反之就大。所以只测试有限的那个盘子的时候，可以用多点次数来验证/保证所以服役的涡轮盘子的寿命。

这种文章有味道。坛子里要多些就好。

“从1楼『26]摘录：
。经初步研究该型发动机的使用载荷谱情况，300 小时的发动机主循环数和大状态时间均小于发动机的设计值，如最大转速状态的工作时间仅占设计规定值的47.6% ，其中作战状态主循环次数仅占设计规定值的 45% ，时间仅占设计规定值的 27% 。根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。
板冈丁：深入浅出的道理，难是难在准确的计算。关键是要知道俄国人的设计载荷谱是不是45%。因为俄国飞机也会考虑到不同情况的使用量，以及每种情况的寿命。

板岗丁： 有必要瞎掰瞎掰这这段话，要想说得明白的话，得好好组织言语，能深入浅出（不要歪楼）地让有兴趣的朋友了解了解关键部件的寿命怎么计算法。也让大家对空军的飞机使用有个想法。为什么是想法？因为完全是偶这个局外人的臆想。要是引用偶的言语，偶是不负责任的。。。。。。
广告时间到了，
想了半天，先来点定义吧，是本丁的理解而已，不一定符合咱们空军的说法。
作战状态主循环 - 英文里的Type I CYCLE, 肥鸡从滑跑，起飞，攀升，然后其它乱七八糟的花肖的，实用的，兽性的（如那个那个什么夫的眼镜蛇动作），到降落。这过程中油门不断的变化。这变化都有可能消耗发动机的部件的寿命。注意，理论上是都有消耗，不过，有很多的微小的油门变动都不会对部件有什么挑战。主循环就是最主要的一个消耗，民机一个起落一般只有一个主循环。军机一般来说也是一样，但不绝对。去除主循环外，还有其他对部件有消耗的次循环，一般称为Type III, IV. 军机的寿命一般叫TAC,这个很多CD友都朗朗上口的，这TAC的总数就是基于Type I, III, IV循环的。







“从1楼『26]摘录：
。经初步研究该型发动机的使用载荷谱情况，300 小时的发动机主循环数和大状态时间均小于发动机的设计值，如最大转速状态的工作时间仅占设计规定值的47.6% ，其中作战状态主循环次数仅占设计规定值的 45% ，时间仅占设计规定值的 27% 。根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。
板冈丁：深入浅出的道理，难是难在准确的计算。关键是要知道俄国人的设计载荷谱是不是45%。因为俄国飞机也会考虑到不同情况的使用量，以及每种情况的寿命。

板岗丁： 有必要瞎掰瞎掰这这段话，要想说得明白的话，得好好组织言语，能深入浅出（不要歪楼）地让有兴趣的朋友了解了解关键部件的寿命怎么计算法。也让大家对空军的飞机使用有个想法。为什么是想法？因为完全是偶这个局外人的臆想。要是引用偶的言语，偶是不负责任的。。。。。。
广告时间到了，
想了半天，先来点定义吧，是本丁的理解而已，不一定符合咱们空军的说法。
作战状态主循环 - 英文里的Type I CYCLE, 肥鸡从滑跑，起飞，攀升，然后其它乱七八糟的花肖的，实用的，兽性的（如那个那个什么夫的眼镜蛇动作），到降落。这过程中油门不断的变化。这变化都有可能消耗发动机的部件的寿命。注意，理论上是都有消耗，不过，有很多的微小的油门变动都不会对部件有什么挑战。主循环就是最主要的一个消耗，民机一个起落一般只有一个主循环。军机一般来说也是一样，但不绝对。去除主循环外，还有其他对部件有消耗的次循环，一般称为Type III, IV. 军机的寿命一般叫TAC,这个很多CD友都朗朗上口的，这TAC的总数就是基于Type I, III, IV循环的。

超级专业的贴子了，佩服啊

板兄，继续码字.........

对的，也就是瞎掰一通，练练拼音而已。你老哥有啥建议，意见，问题，请随时提出。
下次有空我会尽量把那主循环那篇收尾，也算有始有终。然后，把“榫槽底部冷却孔”那地方也说说，毕竟是涡轮的寿命限制地方。不过，手头没那涡轮图片。你有的话上张，也好帮助文字理解，不然，偶也可以用手纸画个示意图。

JSTCVW09CD 发表于 2011-12-11 13:07
板兄，继续码字.........

对的，也就是瞎掰一通，练练拼音而已。你老哥有啥建议，意见，问题，请随时提出。
下次有空我会尽量把那主循环那篇收尾，也算有始有终。然后，把“榫槽底部冷却孔”那地方也说说，毕竟是涡轮的寿命限制地方。不过，手头没那涡轮图片。你有的话上张，也好帮助文字理解，不然，偶也可以用手纸画个示意图。

板岗丁 发表于 2011-12-11 13:24
对的，也就是瞎掰一通，练练拼音而已。你老哥有啥建议，意见，问题，请随时提出。
下次有空我会尽量把 ...
电脑里面的图片太乱，一下子也找不到。 你先画个示意图应付着吧。

2011-12-12 12:43 上传

空军都不用这批延寿的了，还有什么好讨论的

原文再续，瞎掰19楼 -
“从1楼『26]摘录：
。经初步研究该型发动机的使用载荷谱情况，300 小时的发动机主循环数和大状态时间均小于发动机的设计值，如最大转速状态的工作时间仅占设计规定值的47.6% ，其中作战状态主循环次数仅占设计规定值的 45% ，时间仅占设计规定值的 27% 。根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。
板冈丁：深入浅出的道理，难是难在准确的计算。关键是要知道俄国人的设计载荷谱是不是45%。因为俄国飞机也会考虑到不同情况的使用量，以及每种情况的寿命。

板岗丁： 19楼已经瞎掰了“作战状态主循环”。到点瞎掰“根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。”
首先上个S-N图，就是应力和寿命的关系。这大多数学过材料力学的哥们姐们都知道，所以不是让你们这些高人看的。

S-N_curve.gif (30.77 KB, 下载次数: 8)

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2011-12-13 09:11 上传

应力和寿命的关系是对数关系。也即是Stress= f(LogN)
在我们感兴趣的寿命区间里，我们大概可以这样说， 应力增大10%，寿命减少一半。反之也成立。
根据空军使用情况，55%的飞行主循环都达不到设计值，假设转子速度下降5%，那么叶盘应力有可能降低10%， 因为向心力是和速度的平方成正比。那么，那55%的时间对发动机的挑战都不高。现在做算术，什么，在军坛做算术？不要拍砖，百花争鸣嘛！不看算术的请飘过。先关注一下广告。回头再瞎掰。
为了容易计算，假设300小时大概相当于300次寿命（TAC)， 再简化成600次主循环，好，再假设某孔（冷气孔）的计算出来的寿命是1200次主循环。

小学数学来了：
&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&
假设某鸡鸡飞了600次主循环，假如每次JJ都达到巅峰状态，那么，这孔的命就只剩半条了。(100%-600/1200) = 50%

但如原文所说，55% （算50%）的时候都不在状态，也不持久，那么数学如下，前段提到应力增大10%，寿命减少一半。反之也成立。，那么，转速低5%的话，应力低10%，寿命大一倍，1200次主循环就变为2400次主循环。
那么，这JJ的600次主循环中，有300次达到巅峰状态， 这孔的命就去掉了1/4。(300/1200) = 25%；
                                        另300次的破坏力小点， 这孔的命有只去掉了1/8。(300/2400) = 12.5%；
                                        合算这JJ的600次主循环的去掉了37.5%的寿命而已，而不是50%。
所以说，
“根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。”
&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&


前面计算中，没提到温度，其实，温度也有一定的降低，也有可能使到寿命增加。
熟悉拉森 - 米勒曲线 （有兴趣的话请用鼓狗）的朋友知道，蠕变寿命 和 热机械寿命 和温度，时间大有关系。原文提到“如最大转速状态的工作时间仅占设计规定值的47.6% ，”，这使到用掉的寿命百分比更低。




原文再续，瞎掰19楼 -
“从1楼『26]摘录：
。经初步研究该型发动机的使用载荷谱情况，300 小时的发动机主循环数和大状态时间均小于发动机的设计值，如最大转速状态的工作时间仅占设计规定值的47.6% ，其中作战状态主循环次数仅占设计规定值的 45% ，时间仅占设计规定值的 27% 。根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。
板冈丁：深入浅出的道理，难是难在准确的计算。关键是要知道俄国人的设计载荷谱是不是45%。因为俄国飞机也会考虑到不同情况的使用量，以及每种情况的寿命。

板岗丁： 19楼已经瞎掰了“作战状态主循环”。到点瞎掰“根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。”
首先上个S-N图，就是应力和寿命的关系。这大多数学过材料力学的哥们姐们都知道，所以不是让你们这些高人看的。

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2011-12-13 09:11 上传

应力和寿命的关系是对数关系。也即是Stress= f(LogN)
在我们感兴趣的寿命区间里，我们大概可以这样说， 应力增大10%，寿命减少一半。反之也成立。
根据空军使用情况，55%的飞行主循环都达不到设计值，假设转子速度下降5%，那么叶盘应力有可能降低10%， 因为向心力是和速度的平方成正比。那么，那55%的时间对发动机的挑战都不高。现在做算术，什么，在军坛做算术？不要拍砖，百花争鸣嘛！不看算术的请飘过。先关注一下广告。回头再瞎掰。
为了容易计算，假设300小时大概相当于300次寿命（TAC)， 再简化成600次主循环，好，再假设某孔（冷气孔）的计算出来的寿命是1200次主循环。

小学数学来了：
&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&
假设某鸡鸡飞了600次主循环，假如每次JJ都达到巅峰状态，那么，这孔的命就只剩半条了。(100%-600/1200) = 50%

但如原文所说，55% （算50%）的时候都不在状态，也不持久，那么数学如下，前段提到应力增大10%，寿命减少一半。反之也成立。，那么，转速低5%的话，应力低10%，寿命大一倍，1200次主循环就变为2400次主循环。
那么，这JJ的600次主循环中，有300次达到巅峰状态， 这孔的命就去掉了1/4。(300/1200) = 25%；
                                        另300次的破坏力小点， 这孔的命有只去掉了1/8。(300/2400) = 12.5%；
                                        合算这JJ的600次主循环的去掉了37.5%的寿命而已，而不是50%。
所以说，
“根据使用强度相对较低的初步判断，认为具备一定延长寿命的潜力，国内使用的现役发动机具有一定的寿命裕度。”
&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&&


前面计算中，没提到温度，其实，温度也有一定的降低，也有可能使到寿命增加。
熟悉拉森 - 米勒曲线 （有兴趣的话请用鼓狗）的朋友知道，蠕变寿命 和 热机械寿命 和温度，时间大有关系。原文提到“如最大转速状态的工作时间仅占设计规定值的47.6% ，”，这使到用掉的寿命百分比更低。

板岗丁 发表于 2011-12-13 09:22
原文再续，瞎掰19楼 -
“从1楼『26]摘录：
。经初步研究该型发动机的使用载荷谱情况，300 小时的发动机主 ...
板兄， 乃这个工程力学和材料力学都一起上。 基本功很厉害。赞一个。 :handshake

现在有一个很不好的现像,抬高自己,猛踩苏俄,我想:当我们的高空台数量及质量达到苏俄的水平再来嘲笑别人的发动机水平吧

Hswz兄， 想必乃是在高校工作的。

其实症结不在于高空台和设备的量， 更多在于基础科学的基本功和态度。 你懂的。

hswz 发表于 2011-12-13 17:13
现在有一个很不好的现像,抬高自己,猛踩苏俄,我想:当我们的高空台数量及质量达到苏俄的水平再来嘲笑别人的发 ...

Hswz兄， 想必乃是在高校工作的。

其实症结不在于高空台和设备的量， 更多在于基础科学的基本功和态度。 你懂的。

JSTCVW09CD 发表于 2011-12-13 16:56
板兄， 乃这个工程力学和材料力学都一起上。 基本功很厉害。赞一个。
真真的瞎掰而已，在这有限元横行的年代，偶连微积分都忘了。
HSWZ指出的现象是在网民中存在的，但真正从事这个事业的兄弟姐妹一定要脚踏实地，用我佩服的话与大家共勉

“三老四严”

板岗丁：-再瞎掰这段，有朋友说，你干嘛老抓住这段不放？没办法，正是欲罢不能啊。请看红了的地方。今天要瞎掰 许建东[博士]的论文 - 《某型航空发动机高压涡轮盘寿命研究。》 偶想了几次，想不写，但偶的脸皮的厚度还是有点的，让砖头来的更猛烈些吧。
算了，本帖留白。sORRY




板岗丁：-再瞎掰这段，有朋友说，你干嘛老抓住这段不放？没办法，正是欲罢不能啊。请看红了的地方。今天要瞎掰 许建东[博士]的论文 - 《某型航空发动机高压涡轮盘寿命研究。》 偶想了几次，想不写，但偶的脸皮的厚度还是有点的，让砖头来的更猛烈些吧。
算了，本帖留白。sORRY

板岗丁 发表于 2011-12-15 07:53
板岗丁：-再瞎掰这段，有朋友说，你干嘛老抓住这段不放？没办法，正是欲罢不能啊。请看红了的地方。今天要瞎 ...
不能留白， 赶快码字。

JSTCVW09CD 发表于 2011-12-15 12:08
不能留白， 赶快码字。
托几位的福，看了许博士的论文的前二十页，但全文有130页左右。偶瞎掰的资格还是有的，但只看20页就乱喷是轻率，也是对许博士的不尊重。以后有机会全看完再说吧。
不过，看过他的前言和第一章后，觉得偶这十来天在这里瞎掰的东西还是蛮准的。[:a4:]

板岗丁： 今天瞎掰俄国的涡轮材料，有点无言。

首先上图，这图是根据许博士的论文数据改头换脸而来的。

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2011-12-16 13:02 上传

数据其实不够，没办法对其它应力/温度进行考究，另外，这是R=0的数据。R是一个循环里同方向的最小应力和最大应力之比。根据这些数据，估计这是基于疲劳光滑试样而来。
不过，就这简单的数据，加上比较低的屈服极限 （70~75 kgf/mm^2), 已经对这镍基合金有点结论 - 太落后了。俗语说，“巧男难为无米之炊”，这样的材料，就是再多几个博士，有时也是很无奈的。不要误解偶，博士的作用还是大大的有，虽然不能“点石成金”，但可以把寿命延长点。效益还是很明显的。
另外，槽底冷却孔的寿命计算并不适合用这个表格的数据，因为孔的应力是局部的，这个表适合广大范围里的应力水平。
根据许博士的计算：

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2011-12-16 13:19 上传

Tpye I 寿命是10，880循环。孔的名义弹性应力不算超大，42.3 kg/mm^2而已。孔的Kt 大概在3.2～3.4之间（偶的目测，许博士要是觉得差不多的话，不要问偶怎么猜的，纯靠撞），在这样的应力下，再考虑到孔的温度在480 C左右。 这个10，880循环寿命就比较拿不出手。太tnndd.

国家要想搞好发动机，一定要材料先行。



板岗丁： 今天瞎掰俄国的涡轮材料，有点无言。

首先上图，这图是根据许博士的论文数据改头换脸而来的。

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2011-12-16 13:02 上传

数据其实不够，没办法对其它应力/温度进行考究，另外，这是R=0的数据。R是一个循环里同方向的最小应力和最大应力之比。根据这些数据，估计这是基于疲劳光滑试样而来。
不过，就这简单的数据，加上比较低的屈服极限 （70~75 kgf/mm^2), 已经对这镍基合金有点结论 - 太落后了。俗语说，“巧男难为无米之炊”，这样的材料，就是再多几个博士，有时也是很无奈的。不要误解偶，博士的作用还是大大的有，虽然不能“点石成金”，但可以把寿命延长点。效益还是很明显的。
另外，槽底冷却孔的寿命计算并不适合用这个表格的数据，因为孔的应力是局部的，这个表适合广大范围里的应力水平。
根据许博士的计算：

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2011-12-16 13:19 上传

Tpye I 寿命是10，880循环。孔的名义弹性应力不算超大，42.3 kg/mm^2而已。孔的Kt 大概在3.2～3.4之间（偶的目测，许博士要是觉得差不多的话，不要问偶怎么猜的，纯靠撞），在这样的应力下，再考虑到孔的温度在480 C左右。 这个10，880循环寿命就比较拿不出手。太tnndd.

国家要想搞好发动机，一定要材料先行。

板兄， 很BT的分析。 学习了。 {:soso_e179:}

板岗丁 发表于 2011-12-16 13:26
板岗丁： 今天瞎掰俄国的涡轮材料，有点无言。

首先上图，这图是根据许博士的论文数据改头换脸而来的。
...

板兄， 很BT的分析。 学习了。 {:soso_e179:}

老大厉害啊，不妨开个材力科普贴从头介绍起。

本质上还是维修。


解决了新材料和原基体的界面问题。 新附加的替换材料性能优于原基体材料，同时不造成工况下的结构问题就是了。  随便说说哎.........

板岗丁 发表于 2011-12-19 00:41
铁血167兄台，前几天顾着瞎掰自己的东西，基本很不友好的打断了你的问题,不过，这个问题还是象根刺一样扎 ...

本质上还是维修。


解决了新材料和原基体的界面问题。 新附加的替换材料性能优于原基体材料，同时不造成工况下的结构问题就是了。  随便说说哎.........

2011-12-20 11:20 上传

高温合金特种铸造技术 喷射铸造的研究和发展 -
板岗丁：真牛啊，但有没有真正投入生产呢？表示不明白？？？
要知道，屈强极限提高30%的话，低周期寿命也会大大地提高的。难道只是纯研究？{:soso_e117:}{:soso_e150:}

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2011-12-21 10:07 上传

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高温合金特种铸造技术 喷射铸造的研究和发展 -
板岗丁：真牛啊，但有没有真正投入生产呢？表示不明白？？？
要知道，屈强极限提高30%的话，低周期寿命也会大大地提高的。难道只是纯研究？{:soso_e117:}{:soso_e150:}

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