航空发动机涡轮盘用GH4133B合金

材料的可靠性和稳定性是结构安全性评估的基础.针对某型航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,对其常温力学性能参数进行测试和统计分析.对GH4133B合金的抗拉强度、屈服强度、伸长率、断面收缩率、布氏硬度以及冲击韧度进行正态分布分析,并采用D检验法进行检验,然后应用平均数全距控制图方法,检测不同测试时间段GH4133B合金力学性能参数的稳定性,最后分别利用双参数Weibull统计分析法和三参数Weibull统计分析法,考察GH4133B合金力学性能的整体稳定性和可靠性.统计分析结果表明,GH4133B合金力学性能参数基本符合正态分布,且具有周期稳定特性.对于GH4133B合金的可靠性评估,宜采用三参数Weibull分布.GH4133B合金的整体稳定性和可靠性均符合使役要求.     

镍基高温合金GH4698拉削单位切削力的测定

切削力是拉刀设计和拉削变形控制措施制定的基础数据,采用刨刀在刨床上进行切削试验模拟轮盘拉削过程,实际测量切削力,通过分析计算获得镍基高温合金GH4698拉削单位切削力的数据,为拉削单位切削力的获取提供简便的测量方法。     

航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳损伤与断口分析

疲劳是导致工程结构或构件断裂的主要原因.针对某型航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,对其疲劳损伤和断裂机理进行研究.测量GH4133B合金的疲劳极限,并考察电阻变化与疲劳周次之间的关系.对试验数据进行回归与概率统计分析,获取理论疲劳极限与P-S-N关系表达式,推导电阻变化率表征的损伤演化方程.结果表明,GH4133B...     

烟气轮机涡轮盘和叶片用WASPALOY合金研究

本研究针对烟气轮机涡轮盘和叶片用WASPALOY合金进行研究的合金的成分、合金的理化特性、冶炼以及加工等方面进行对此合金材料的阐述,拟通过对合金的特性进行全面的分析,最终提出相应的改进意见,为烟气轮机涡轮盘和叶片用WASPALOY合金的研究技术有一些指导建议,为其发展提供一些帮助。     

发动机粉末合金高压涡轮盘断裂的原因

某型发动机在进行300h长试试车过程中,材料为FGH4097粉末高温合金的高压涡轮盘发生断裂,造成发动机烧毁,对涡轮盘掉块断口进行宏观、微观观察以及能谱分析,对故障原因进行了排查并对排查结果进行了模拟试验。结果表明:失效的高压涡轮盘为疲劳断裂,涡轮盘疲劳断裂的原因是其冷却孔边存在的夹杂物以及夹杂物周围的大面积原始颗粒边界(PPB),夹杂物主要为电弧焊的焊渣,PPB是焊渣与合金反应生成的伴生物。     

航空发动机涡轮盘用GH4133B合金疲劳裂纹扩展行为研究

材料的疲劳寿命由裂纹形成寿命和扩展寿命两部分组成。针对航空发动机涡轮盘用GH4133B合金,进行室温下不同应力比的疲劳裂纹扩展试验,测试疲劳裂纹扩展门槛值。Paris公式回归分析结果表明,裂纹扩展速率随应力强度因子和应力比的增大而增大,含门槛值的修正Paris公式能精确描述疲劳裂纹扩展行为。利用光学显微镜在线观测裂纹扩展路径,并利用扫描电镜考察试样断口微观形貌。结果发现,随应力强度因子增大,裂纹扩展路径由平直变得曲折。在疲劳裂纹萌生区、稳定扩展区和快速扩展区,断裂表面依次呈现为解理断裂、疲劳条带和沿晶韧窝混合断裂模式。基于断口反推理论反推载荷和裂纹扩展方程,结果表明,利用反推方程预测疲劳裂纹的扩展,可有效防范疲劳断裂的发生。     

加工参数对高温合金涡轮盘表面精度的影响研究

为研究车削加工参数对双性能粉末高温合金涡轮盘加工表面精度的影响,选取表面粗糙度和残余应力作为评价指标,利用正交试验设计和回归分析方法建立了表面粗糙度的预估模型,并验证了模型的可靠性。采用X射线应力测量技术对盘件表面残余应力进行了测量,结果表明：盘件在加工时,半精加工的参数选择较为重要;为避免引入较高的残余应力,获得更好的表面精度,应尽可能选择高转速和低进给量。半精加工后再进行去应力热处理,能更好的消除加工残余应力。     

某型燃气轮机低压涡轮盘强度分析

基于某燃气轮机发动机研究项目的需要,对其涡轮盘强度进行了研究。在有限元软件ANSYS环境中建立了发动机涡轮盘的三维有限元分析模型,基于热弹性有限元分析理论,对额定功率状态下的低压涡轮盘进行了应力、应变分析,并对榫头-榫槽连接处进行了拉伸应力和榫齿名义应力计算,得出了涡轮盘的破裂转速,确定了危险截面的位置。     

某发动机涡轮盘拉削过程控制研究

某航空发动机涡轮盘是重要部件,材料为FGH95粉末高温合金,在榫槽拉削过程中经常出现拉刀异常磨损和崩齿等问题,造成了较大的经济损失。根据FGH95粉末高温合金特点,分析了其加工难度大的原因,总结了拉削过程的控制要点,提出了拉刀出现问题后的应急处理措施,为FGH95粉末高温合金拉削加工积累了经验。     

用一种新型材料制成的涡轮盘的高温蠕变特性

对一种新型高温镍基合金材料作了蠕变试验,分析整理了试验资料,用最小二乘法拟合了高温蠕变物理方程。用自编的有限元计算程序,对喷气发动机高压Ⅰ级涡轮盘作了热弹塑性蠕变分析,所得结果可供工程设计参考。     

基于专家系统的涡轮盘结构设计研究

总结了航空发动机涡轮盘的传统设计模式.针对其结构设计的特点,将专家系统技术运用到涡轮盘的结构设计中,提出了构建专家系统辅助设计的新型设计方法.在对已有某型涡轮盘进行有限元分析的基础之上,提炼出一套详细的设计知识和规则.以专家系统开发工具CLIPS为平台,通过基于规则的推理方法,实现了涡轮盘的智能设计,这对同类结构设计具有很好的借鉴作用.     

电厂燃气涡轮用单晶高温合金的进展

由于电厂大型燃气涡轮机市场需求不断扩大，导致了高效低成本大型机组的剧烈竞争。其结果是单晶一类先进高温合金被用于新型机组。根据航空涡轮发动机与电厂燃气涡轮机（UGT）在尺寸、运转环境和负载要求方面的重大差异，讨论了UGT叶片和导向叶片用单晶合金的成分、力学性能和抗氧化与热腐蚀性能。     

新结构涡轮盘机械加工及变形控制技术研究

新结构涡轮盘最大的特点是具有双翼安装边结构,且与轮盘辐板形成大深度半封闭型腔,加工难度大,同时该类涡轮盘直径大,薄壁刚性差,加工变形严重.重点围绕薄壁双翼安装边新结构涡轮盘加工中的技术关键和瓶颈,通过大量试验研究,设计出一套全新的薄壁双翼安装边结构涡轮盘机械加工工艺,制定了控制加工变形的措施和方案,通过优化工件加工工艺路线和数控加工工艺方案,优选刀具材料、刀具结构,分析摸索薄壁涡轮盘加工变形规律,保证了工件的加工质量.     

加工涡轮盘的大型卧式侧拉床

本文介绍英国Marbaix Lapointe公司为加工大型涡轮盘叶片榫槽而设计制造的大型CNC卧式侧拉床,其机床结构、控制方式与所用刀具等方面都有一定特色,此外还介绍了该公司在卧式拉床上的开发工作。     

数字孪生驱动的航空发动机涡轮盘剩余寿命预测

为解决航空发动机涡轮盘剩余寿命在线预测难题,提出一种数字孪生驱动的涡轮盘剩余寿命预测方法。在建立数字孪生模型的过程中,首先,分析涡轮盘疲劳裂纹损伤机理,构建性能退化指标,建立涡轮盘性能退化过程的共性表征模型;其次,分析多种不确定性因素,采用状态空间模型建立涡轮盘性能退化过程的个性表征模型;然后,通过动态贝叶斯网络描述状态空间模型随时间的演化规律,建立涡轮盘性能退化过程的动态演化模型;最后,采用粒子滤波算法实现涡轮盘退化状态追踪和剩余寿命预测,从而完成涡轮盘性能退化数字孪生模型的建立。融合涡轮盘实时传感数据,通过贝叶斯推理实现对该数字孪生模型的动态更新。通过某型涡轮盘试验数据对该方法进行验证,结果表明该数字孪生模型能够较好地解决涡轮盘剩余寿命在线预测问题。     

GH4099高温合金电弧增材制造工艺研究

研究了GH4099高温合金电弧增材制造材料的显微组织及力学性能,结果表明:GH4099高温合金电弧增材制造过程中材料流动性较差,需采用He气进行保护才能满足成形需求;电弧增材制造组织呈现出较为明显的各向异性,其中垂直于增材方向呈现出连续的列状枝晶,而平行于增材方向则呈现出等轴晶组织,在等轴晶内部存在着树枝晶亚结构,大量γ′强化相及MC碳化物弥散分布在等轴晶晶界和晶粒内部;经常温与900℃高温力学测试,GH4099高温合金电弧增材制造材料抗拉强度和常温断后延伸率均满足GB/T 14996—2010《高温合金冷轧板》标准要求,但900℃高温断后延伸率低于标准要求。     

高压涡轮盘榫齿裂纹分析

对某发动机涡轮盘的榫齿裂纹断口、材质和受力进行综合分析,结果表明,榫齿裂纹为起始应力较大的疲劳裂纹,盘片材料热膨胀不协调以及存在叶片共振是导致涡轮盘榫齿裂纹的主要原因。另外,GH2036材料在高温燃气环境易发生沿晶腐蚀,是导致涡轮盘提前失效的诱发因素。     

某发动机涡轮盘裂纹扩展研究

根据发动机限寿件损伤容限的设计要求,对某发动机涡轮盘(高强GH4169材料)开展了小样及整盘裂纹扩展试验研究,试验获得了涡轮盘裂纹扩展特性及其分散度;同时,开展了三维裂纹扩展仿真分析,并与试验结果进行了对比,结果表明涡轮盘裂纹扩展仿真结果具有较高精度,分析方法具备工程应用价值。