Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

The erosion resistance of Cr/CrN multilayer coating deposited using industrial Arc-PVD process for compressor blades application

Góral Marek, Sasiela Dominik, Płoszaj Franciszek, Kościelniak Barbara, Kubaszek Tadeusz, Przybyło Adrianna

Ochrona przed Korozją

|

2023

|

nr 3

66--70

EN

This study presents the results of a study on the feasibility of using a commercial Cr/CrN multilayer coating to protect the surface of aircraft engine compressor blades made of stainless steel. The research was conducted for coatings composed of 10 and 14 alternating layers of chromium and chromium nitride, respectively. The both variants of coating was manufactured in Ion Galenica Company. Studies of its microstructure showed that their thickness did not exceed 3 μm. Studies of the erosion resistance of both coating variants showed about 50% less weight loss of the samples compared to the material without a protective coating. The highest erosion resistance was found for the 10-layer variant.

PL

W artykule przedstawiono wyniki badań dotyczących możliwości zastosowania komercyjnej wielowarstwowej powłoki Cr/CrN do ochrony powierzchni łopatek sprężarki silnika lotniczego wykonanych ze stali nierdzewnej. Przeprowadzono badania powłok złożonych z 10 i 14 naprzemiennych warstw chromu i azotku chromu, wykonanych w firmie Ion Galenica. Analiza mikrostruktury powłok wykazała, że ich grubość nie przekraczała 3 μm. Badania odporności erozyjnej obu wariantów powłoki wykazały o ok. 50% mniejsze spadki masy próbek w porównaniu z materiałem bez powłoki ochronnej. Największą odporność erozyjną stwierdzono w wypadku wariantu 10-warstwowego.

2

Vision-based damage detection of aircraft engine’s compressor blades

Holak Krzysztof, Obrocki Wojciech

Diagnostyka

|

2021

|

Vol. 22, No. 3

83--90

EN

In this paper, a new vision-based method for an evaluation of aircraft engine's compressor turbine blade damage is presented. The algorithm developed in the research uses image processing and analysis techniques for detection, localization and evaluation of the extent of compressor blades' damage. An introduction of local pixel intensity standard deviation image (SDI) computed for each image pixel made it possible to perform a correct image binarization and damage detection even for images taken in poor lighting conditions and corrupted by specular reflections, shadows and micro reflections from blade’s surface roughness. Fractal dimension (FD) analysis of the blade's edge has been applied for automatic localization of detected damage along the blade’s edge. An extraction of damage for computation of its geometrical dimensions was carried out with a help of binary image convex hull complement. The performance and accuracy of the developed method was compared with other image analysis methods. Hough transform for marker detection has been used as a method for scaling. The application of the developed measurement tool may be a useful aid in diagnostic inspections of aircraft engines using endoscopic cameras.

PL

W artykule przedstawiono nową, wizyjną metodę oceny uszkodzeń łopatek turbiny sprężarki silnika lotniczego. Algorytm opracowany w badaniach wykorzystuje techniki przetwarzania i analizy obrazu do wykrywania, lokalizacji i oceny stopnia uszkodzenia łopatek. Wprowadzenie obrazu lokalnego odchylenia standardowego intensywności pikseli (SDI) o wartościach obliczonych dla każdego piksela obrazu wejściowego umożliwiło poprawną binaryzację obrazu i wykrycie uszkodzeń nawet w przypadku zdjęć wykonanych w złych warunkach oświetleniowych i zaburzonych przez refleksy świetlne, cienie i mikroodbicia od chropowatej powierzchni łopatki. Analiza wymiaru fraktalnego (FD) krawędzi łopatki sprężarki została zastosowana w celu automatycznej lokalizacji uszkodzeń na krawędzi łopatki. Wyodrębnienie uszkodzenia z obrazu do obliczenia jego wymiarów geometrycznych przeprowadzono za pomocą dopełnienia binarnego obrazu do powłoki wypukłej. Skuteczność i dokładność opracowanej metody porównano z innymi metodami analizy obrazu. Do wykrywania markerów skalujących zastosowano transformatę Hougha. Wprowadzenie opracowanego narzędzia pomiarowego może okazać się pomocne w badaniach diagnostycznych silników lotniczych z wykorzystaniem kamer endoskopowych.

3

Influence of the Amplitude of Resonance Vibrations on Fatigue Life of a Compressor Blade with Simulated FOD Damage

Bednarz Arkadiusz

Advances in Science and Technology. Research Journal

|

2020

|

Vol. 14, no 3

22--29

EN

This work presents the results of the numerical analyses pertaining to the influence of resonance vibration amplitude on the fatigue life of a compressor blade with a defect made by a collision with a hard object (FOD). The research object was the first stage compressor blade of the PZL-10W engine. The numerical simulation of the notch formation was performed for the tested blade. The material fatigue models (for e-N analysis), three cyclic hardening models, and two mean stress correction models were used in the numerical analyses. As a result of the numerical analysis, the information on the distribution of principal stress was obtained. The values of the principal stresses were used for numerical e-N fatigue analysis using the aforementioned models of fatigue, hardening, and mean stress correction. Obtained results were compared to previously published experimental research, where a notch was created at the leading edge in 8 blades. The blades damaged under laboratory conditions were subjected to experimental fatigue tests during which the effect of resonance amplitude on the number of damage cycles was determined. As a result of the comparison work carried out, the impact of the vibration amplitude on the durability of the element with plastic deformation was determined.

4

Evaluation of Material Data to the Numerical Strain‑Life Analysis of the Compressor Blade Subjected to Resonance Vibrations

Bednarz Arkadiusz

Advances in Science and Technology. Research Journal

|

2020

|

Vol. 14, no 1

184--190

EN

This paper presents the impact of selecting the fatigue material model on the numerically determined fatigue life of a compressor blade. In the work, the first stage compressor blade of the PZL‑10W turbine engine was used. The research object contained a geometric notch with a known location and shape. In numerical studies, 8 fatigue estimation methods were used in the ε ‑N analysis (based on the Manson‑Coffin‑Basquin model). At the same time, three methods for estimating material constants associated with the cyclic hardening were employed. On the basis of the selected models, 24 sets of fatigue parameters were obtained, which were used in numerical studies. The numerical tests were carried out under resonant conditions with amplitudes of 1.5 and 1.8 mm. The numerical tests were confirmed by the experimental fatigue tests. As a result of the above‑mentioned tests, the impact of selecting the material fatigue model and hardening model on the obtained results was determined and they were referred to the initiation of the crack with the length a = 0.2 mm (achieved during experimental studies). The obtained results will constitute the basis for further fatigue tests.

5

Influence of the cyclic hardening model on the results of the numerical analysis of fatigue life on example of the compressor blade

Bednarz Arkadiusz

Journal of KONES

|

2019

|

Vol. 26, No. 2

7--14

EN

The main goal of the presented work is to determine the impact of the cyclic hardening model on the numerical results of the ε-N fatigue test. As an object of study, compressor blade (from PZL-10W helicopter engine) was used. The examined blade was made of EI-961 alloy. In numerical analysis, a geometrical model of the blade with a preliminary defect was created. Geometrical defect – V-notch was created on the leading edge. This defect was introduced in order to weaken the structure of the element and the possibility of observing the crack initiation process (in experimental tests). Material data to ε-N analysis, based on Manson-Coffin-Basquin equation, were estimated for Mitchell’s model. This model was built based on strength data provided by the steel producer. Based on three different models of cyclic hardening (Manson, Fatemi, and Xianxin), a number of load cycles were calculated. Load cycle during numerical analysis was represented as resonance bending with an amplitude of displacement equal to A = 1.8 mm. Obtained results were compared with experimental data. Additionally, the analytical model of ε-N fatigue (depending on the cyclic hardening) was prepared. All the work carried out has been summarized by a comprehensive comparative analysis of the results. Obtained results and dependencies can be used in the selection of an appropriate model of cyclic hardening in further fatigue tests of many aerospace elements.

6

Badania zmęczeniowe łopatki sprężarki z defektami mechanicznymi

Bednarz A., Witek L., Petrov Y.V., Boltynjuk E., Kazarinov N.A.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2017

|

R. 24, nr 12

49--53, CD

PL

W niniejszej pracy przedstawiono wyniki numerycznej oraz eksperymentalnej analizy zmęczeniowej łopatki sprężarki silnika lotniczego z defektem, powstałym w wyniku obróbki ubytkowej. Głównym celem pracy jest eksperymentalne określenie liczby cykli obciążenia niezbędnej do inicjacji szczeliny oraz trwałości zmęczeniowej łopatki poddanej działaniu drgań rezonansowych. W ramach realizacji badań doświadczalnych określono liczbę cykli obciążenia niezbędna do inicjacji szczeliny zmęczeniowej oraz trwałość zmęczeniową badanej łopatki. W kolejnej części pracy opisano budowę modelu numerycznego łopatki oraz określono wartości naprężeń zredukowanych dla amplitudy drgań A=1,8 [mm]. W ramach analiz numerycznych oszacowano stałe zmęczeniowe niezbędne do analizy ε-N opartej o model Mansona-Coffina-Basquina.

EN

This paper presents results of numerical and experimental fatigue analysis of a compressor blade with defect created by machining. The main purpose of the study is determination of the number of load cycles to crack initiation and the fatigue life of a blade subjected to resonance vibration. As part of the numerical analysis, the fatigue constants required for the ε-N analysis based on the Manson-Coffin-Basquin model were estimated. In next part of the experimental work the blades were damaged by machining. Next the blade blades were subjected to resonant vibration using the Unholtz-Dickie vibration system. During the experimental study the blade amplitude and crack length were monitored. As a result of experimental analysis the number of load cycles for crack initiation and the fatigue life of the examined blade were determined. The numerical and experimental results were finally compared.

7

The study on algorithm for identification the fatigue crack length of compressor blade based on amplitude-frequency resonant characteristics

Lichoń D., Bednarz A.

Journal of KONES

|

2017

|

Vol. 24, No. 4

157--164

EN

The article is focused on building the algorithm for identification the fatigue crack length in the first stage of compressor blade of the helicopter PZL-10W turbo-shaft engine. The fatigue wear of compressor blade is a process in which the fatigue crack begins at the structural notch of the working part. For compressor blade, the crack starts at the leading edge and progress along the blade chord. Due to working conditions, the compressor blades are referred to as critical components. The helicopter rotor downwash can easily lift particles form the ground that may cause damages in the compressor section. Aircraft engines are designed so that the rotational speed of impeller remains below the resonant frequency. However, the pulsation of working medium or mechanical vibrations may cause temporary increase of vibration frequency. The appearance of structural notch combined with temporary increase of vibrations may initiate the fatigue failure. The works undertaken at the Department of Aircraft and Aircraft Engines, Rzeszow University of Technology provided a wide spectrum of research data of amplitude-frequency (A-F) characteristics of 1st stage of compressor blade. For different crack lengths, the fatigue tests of resonant frequency and asymmetry of A-F characteristics were acquired. The crack lengths were measured by fluorescent or infrared mapping method. The aim of the article is to develop the numerical method for identification of crack length of compressor blade basing on A-F characteristics. The studies on A-F characteristics in order to find correlations between crack length, resonant frequency and characteristics asymmetry were performed. The next step was to build the algorithm for identification the crack length when only A-F characteristic is known. The article contains the description of researches background, A-F characteristics unique features, algorithm detailed methods of work and sample use of algorithm in identification the crack length.

8

Strain distribution of aircraft engine compressor blade surface applying numerical and experimental methods

Setkowicz A., Obrocki W., Sieniawski J., Ziaja W.

Advances in Manufacturing Science and Technology

|

2017

|

Vol. 41, nr 2

43--52

EN

Paper contains an analysis of the 1st stage compressor blade strain distribution. Boundary conditions analysis was presumed for blade clamped in the fatigue holder. Strain distribution verification was performed for blade fundamental frequency. Numerical method results were verified with experimental (strain gauge) method.

PL

Artykuł przedstawia analizę rozkładu wartości odkształceń łopatki 1. stopnia wirnika sprężarki. Warunki brzegowe dla prowadzonej analizy przyjęto dla przypadku zamocowania łopatki w uchwycie maszyny wytrzymałościowej w próbie zmęczeniowej. Weryfikację rozkładu wartości odkształcenia wykonano dla pierwszej postaci drgań własnych łopatki. Wyniki analizy odkształceń metodą numeryczną weryfikowano w badaniach eksperymentalnych.

9

Numerical vibration analysis of turbine engine compressor blades depending on geometry and position of the damage

Rygiel P., Obrocki W., Sieniawski J.

Advances in Manufacturing Science and Technology

|

2017

|

Vol. 41, nr 1

43--55

EN

Paper presents the description of the Finite Element Method used to determine the first frequency shape of the Turbine Engine compressor blade. Numerical calculations were conducted on blades with damages modelled on the CAD (Computer Aided Design) model at different positions and different depth. Reduced stress and frequency of the damaged and undamaged blades are the results of presented work.

PL

W pracy stosowano metodę elementów skończonych do określenia częstości drgań własnych łopatek roboczych sprężarki silnika lotniczego. Obliczenia numeryczne wykonano z zastosowaniem modeli CAD. Przyjęto uszkodzenia na wybranych wysokościach krawędzi łopatki dla różnych typów uszkodzeń. Uzyskano zestawienie naprężeń zredukowanych oraz częstości drgań własnych pierwszej postaci łopatek uszkodzonych oraz nieuszkodzonych.

10

Comparison of aircraft engine compressor blade finite life fatigue strength determination methods

Obrocki W., Setkowicz A., Masłyk M., Sieniawski J.

Advances in Manufacturing Science and Technology

|

2017

|

Vol. 41, nr 3

47--55

EN

The paper presents a comparison of selected fatigue strength test methods to determine the average finite life fatigue strength. The tests were performed on aircraft engine compressor blades. The paper covers blades fatigue tests results performed using electrodynamic shaker.

PL

W pracy przedstawiono analizę porównawczą wybranych metod ustalania wytrzymałości zmęczeniowej łopatek wirnika sprężarki silnika lotniczego – określenia średniej trwałości i wytrzymałość zmęczeniową. Próby zmęczeniowe sprężarki wykonano za pomocą elektrodynamicznego wzbudnika drgań.

11

Wpływ naprężeń wstępnych w okolicy wierzchołka karbu na trwałość zmęczeniową łopatki sprężarki

Bednarz A., Bąk Ł., Boltynjuk E.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2016

|

R. 23, nr 12

53--55

PL

Praca zawiera informacje na temat numerycznej i eksperymentalnej analizy łopatek sprężarki z defektami. Głównym celem pracy jest określenie wpływu naprężeń wstępnych, występujących w okolicy wierzchołka karbu, na trwałość zmęczeniową łopatki. Za pomocą analizy eksperymentalnej określono wpływu rodzaju karbu na trwałość zmęczeniową. Uzyskane wyniki wykorzystano do wyznaczenia zależności pomiędzy rozkładem naprężeń wstępnych a rodzajem uszkodzenia (karbu). Praca uwzględnia dwa rodzaje karbów: karb mechaniczny powstały w wyniku skrawania oraz karb powstały na skutek uderzenia twardym obiektem. Analiza numeryczna posłużyła do określenia rozkładu naprężeń w okolicy wierzchołka karbu. Analiza została przeprowadzona dla dwóch różnych modeli, przy użyciu oprogramowania Ansys Workbench. W pierwszym przypadku, model łopatki zawierał karb typu V (wybranie materiału). Przy użyciu analizy harmonicznej określono rozkład naprężeń w okolicach karbu, dla częstotliwości rezonansowej i amplitudy równej 1,8 [mm]. W przypadku drugiej analizy, zamodelowano numeryczne uszkodzenie łopatki z udziałem odkształceń plastycznych co miało odwzorowywać proces rzeczywistego uszkodzenia łopatki. Celem tej części pracy było określenie wartości i rozkładu naprężeń wstępnych powstałych w łopatce po zderzeniu z obiektem zassanym do sprężarki.

EN

In this paper the experimental and numerical results of static and dynamic analysis of the compressor blade with defects were presented. The main goal of this work is the analysis of the initial stress distribution around the top of different types of the notch to find its impact on fatigue life of compressor blade. The experimental analysis is carried out to determine the effect of notch type on blade fatigue life. Results obtained in experiment was used to find the relations between initial stress distribution and defect type. In this paper two types of the notch are took into the consideration: first made by machining and second caused by impact. The numerical analysis was used to find the stress distribution around the top of the notch. The numerical computations was carried out for two different models by using ANSYS Workbench software. In the first model, where V-notch have been included, harmonic response analysis was used to get the stress distribution around the top of notch for bending blade with amplitude 1.8 mm. In second model, notch was created by impact of hard object to simulate the conditions of real blade damage. Main goal of this part of work is to determine the initial stress distribution after impact.

12

Impact of the vibration amplitude on the fatigue life of compressor blades with mechanical defects

Witek L., Bednarz A.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 3

571--576

EN

In this paper, the results of an experimental fatigue analysis of the compressor blades with the mechanical defects were presented. Before the fatigue test, the blades were damaged in order to simulate the foreign object damage. In this operation, the v-notch was created by hitting the hard object into leading edge of the blade. The similar kind of damage occurs when the small particles as stones or sandy grains are sucked to the engine inlet and next have a collision with the rotated blade. As a result of the impact, both the plastic strains and also the initial stresses occur in the vicinity of the notch. These stresses have a large influence on the number of load cycles to crack initiation. During the experiment, the blades were entered into transverse vibration with the use of Unholtz-Dickie TA-250 vibration system. The crack propagation process was conducted in resonance conditions. During the fatigue test the blades were periodically bent. In investigations, the different vibration amplitudes of the blade were considered. During the fatigue test, the crack length was monitored with the use of non-destructive fluorescent penetrant method. The amplitude of the blade tip displacement was controlled using the Polytec PSV H-400S laser scanning vibrometer. The main aim of this work is analysis of influence of the vibration amplitude on the fatigue life of the compressor blade of the turbine engine. The results of presented investigations are important from the research and also from the practical point of view and have an influence on safety and reliability of the turbine engine.

13

Experimental fatigue strength determination of damaged aircraft engine blades

Masłyk M., Obrocki W., Setkowicz A., Sieniawski J.

Advances in Manufacturing Science and Technology

|

2016

|

Vol. 40, nr 4

55--65

EN

Paper presents methodology and test results for experimental fatigue strength determination of damaged aircraft engine blades. Research was performed using turboprop TWD-10B/PZL-10S compressor blades. High cycle fatigue test stand was described. Fatigue strength of damaged blade was determined for different damage size. Fatigue strength comparison of damaged and undamaged blades is a result of presented work.

PL

W pracy opracowano metodykę i prowadzono badania wytrzymałości zmęczeniowej uszkodzonych łopatek silnika lotniczego. W badaniach zastosowano łopatki sprężarki silnika TWD-10B/PZL-10S. Scharakteryzowano stanowisko badawcze do określania wytrzymałości zmęczeniowej dla dużej liczby cykli. Wytrzymałość zmęczeniową łopatek uszkodzonych ustalono dla modelowych ich uszkodzeń o różnych rozmiarach wykonanych na tej samej wysokości pióra łopatki. Przeprowadzono analizy wyników badań – porównano wytrzymałość zmęczeniową łopatek uszkodzonych oraz nowych łopatek nieuszkodzonych.

14

Wpływ prędkości obrotowej na częstotliwości i postacie drgań własnych łopatki sprężarki silnika lotniczego

Witek L., Bednarz A.

Logistyka

|

2015

|

nr 4

6689--6698, CD2

PL

Niniejsza praca opisuje wpływ prędkości obrotowej na częstotliwości drgań własnych oraz poziomy naprężeń łopatki sprężarki lotniczego silnika turbinowego. W celu rozwiązania problemu naukowego zbudowano model geometryczny oraz dyskretny łopatki. W początkowym etapie pracy określono częstotliwość pierwszej postaci drgań własnych łopatki w warunkach spoczynku (ω=0). W kolejnym etapie pracy wykonano numeryczne analizy modalne łopatki poddanej działaniu prędkości obrotowej. W oparciu o otrzymane wyniki określono wpływ prędkości obrotowej na zmianę częstotliwości rezonansowej łopatki. Na podstawie otrzymanych rezultatów określono także miejsca występowania maksymalnych wartości naprężeń zredukowanych. Określenie lokalizacji maksymalnych naprężeń ma istotne znaczenie zarówno praktyczne jak również naukowe. W trakcie eksploatacji silnika oraz przeglądów technicznych, informacja o potencjalnej lokalizacji pęknięć jest ważną informacją praktyczną.

EN

This paper presents results of numerical modal analysis of the compressor blade. In the work the influence of rotational speed on both the stress distribution and also the natural frequency of compressor blade was considered. In order to solve the research problem, the geometrical model of blade was first defined. In next step, the discreet model consisted of TET-10 finite elements was created. In first part of the work, the resonant frequency of blade without rotation was computed. Moreover, in this case the reduced stress was determined for the blade vibrated with amplitude equals 1 [mm]. In next stage of the work the influence of rotational speed on free vibration frequency of the blade was investigated. Based on obtained results, the influence of the rotational speed on stress distribution was determined. Moreover, the location of stress concentrations regions were selected. Determination of maximum stress areas is an important from the practical point of view because in these zones the first fatigue cracks can appear.

15

Doświadczalne badania zmęczeniowe łopatek sprężarki silnika turbinowego PZL-10W

Witek L.

Zeszyty Naukowe. Mechanika / Politechnika Opolska

|

2011

|

z. 99

126-128

EN

The paper present results of the experimental fatigue life and crack propagation analysis for the compressor blade of the helicopter turbo-engine. The experiment was conducted in resonance condition. In results of performed investigation the crack growth plot was obtained for the blade subjected to vibration.

16

High sensitive methods for fatigue detection

Witoś M., Zieja M.

Journal of KONBiN

|

2011

|

No. 1 (17)

307--326

EN

The diagnostic and research aspects of compressor blade fatigue detection are investigated in the paper. The authors review the characteristic of different modes of metal blade fatigue (LCF, HCF, VHCF). The polycrystalline defects and impurities influencing the fatigue, along with their related surface finish techniques, are taken into account. The three experimental methods of structural health assessment are considered. Early damage symptoms, i.e. modal properties of material strengthening and weakening phases (structural and magnetic anisotropy) have been described.

PL

W artykule przedstawiono doświadczenia z badań stoiskowych i diagnozowania zmęczenia łopatek sprężarki. Wskazano typowe przypadki zmęczenia metalowych łopatek (LCF, HCF i VHCF). W rozważaniach uwzględniono cechy rzeczywistego materiału konstrukcyjnego, w tym wpływ domieszek, defektów struktury polikrystalicznej i obróbki wykańczającej na zmęczenie materiału. Przedstawiono trzy metody badawcze stosowane do monitorowania stanu technicznego. Opisano wczesne symptomy zmęczenia, m.in. właściwości modalne fazy umocnienia i osłabienia (strukturalnej i magnetycznej anizotropii).

17

Compressor Blade Fatigue Diagnostics and Modelling with the Use of Modal Analysis

Witoś M., Stefaniuk M.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2011

|

Iss. 3

112--133

EN

This paper investigates the diagnostic and research aspects of the compressor blade fatigue. The authors have reviewed the characteristics of different modes of metal blade fatigue (LCF, HCF, VHCF). The polycrystalline defects and impurities influencing the fatigue, along with their related surface finish techniques, have been taken into account. The experimental methods of structural health assessment have been considered. The Tip Timing (TTM), Experimental Modal Analysis (EMA) and Metal Magnetic Memory (MMM) provide information on the damage of the diagnosed object (compressor blade). It has been proven that the shape of resonance characteristics gives an ability to determinate if fatigue or a blade crack is concerned. Early damage symptoms, i.e. modal properties of material strengthening and weakening phases have been described. The experimental verification of the FEM model is presented based on a large body of experimental data collected by the author.

18

High sensitive methods for fatigue detection

Witoś M., Zieja M.

Diagnostyka

|

2011

|

nr 3(59)

25-34

EN

The diagnostic and research aspects of compressor blade fatigue detection are investigated in the paper. The authors review the characteristic of different modes of metal blade fatigue (LCF, HCF, VHCF). The polycrystalline defects and impurities influencing the fatigue, along with their related surface finish techniques, are taken into account. The experimental methods of structural health assessment are considered. The Tip Timing (TTM), Experimental Modal Analysis (EMA) and Metal Magnetic Memory (MMM) provide information on the damage of diagnosed object (compressor blade). It has been proven that the shape of resonance characteristic gives an ability to determinate if fatigue or a blade crack is concerned. Early damage symptoms, i.e. modal properties of material strengthening and weakening phases (structural and magnetic anisotropy) have been described.

PL

W artykule przedstawiono doświadczenia z badań stoiskowych i diagnozowania zmęczenia łopatek sprężarki. Wskazano typowe przypadki zmęczenia metalowych łopatek (LCF, HCF i VHCF). W rozważaniach uwzględniono cechy rzeczywistego materiału konstrukcyjnego, w tym wpływ domieszek, defektów struktury polikrystalicznej i obróbki wykańczającej na zmęczenie materiału. Przedstawiono metody badawcze stosowane do monitorowania stanu technicznego. Wykazano, że metoda tip timing (TTM), eksperymentalna analiza modalna (EMA) i magnetyczna pamięć metalu (MMM) udostępniają informację o narastającym zmęczeniu diagnozowanego obiektu (łopatki sprężarki). M.in. wykazano, że kształt krzywej rezonansowej jest związany z poziomem zmęczenia struktury i pęknięciem pióra. Opisano wczesne symptomy zmęczenia, m.in. właściwości modalne fazy umocnienia i osłabienia (strukturalnej i magnetycznej anizotropii).

19

Experimental Crack Propagation Analysis of the Compressor Blades Working in High Cycle Fatigue Condition

Witek L.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2009

|

Iss. 1

195--204

EN

This paper presents results of experimental vibration tests of the helicopter turbo-engine compressor blades. The blades used in investigation were retired from maintenance under technical inspection of engine. Investigations were conducted for selected undamaged blades, without existence of preliminary cracks or corrosion pits. The blades during experiment were entered into transverse vibration. The crack propagation process was conducted in resonance condition. During the fatigue test, the growth of crack was monitored. In the second part of work, a nonlinear finite element method was utilized to determine the stress state of the blade during vibration. In this analysis a first mode of transverse vibration were considered. High maximum principal stress zone was found at the region of blade where the crack occurred.

20

Early detection of cracks in turbine aeroengine compressor blades

Szczepanik R.

Zeszyty Naukowe. Cieplne Maszyny Przepływowe - Turbomachinery / Politechnika Łódzka

|

1999

|

nr 115

361--370

EN

Problem of early detection of rotor blades cracks is particularly important for flight safety and economy. An early detection of fatigue root cracks in first stage compressor blades is of a great importance for flight safety due to dimensions and mass of blades. The broken blade causes as a rule the engine break-down, which in case of an one-engined aircraft night be a formidable danger to the pilot. Some results of investigations and devices which enable an relatively early detection of compressor blade cracks in an airborne engine as well as keeping the crew informed of this fact in order to get safety to the homebase are discussed and presented in this paper.