飞秒激光带热障涂层叶片气膜孔加工技术研究进展

航空发动机涡轮叶片采用热障涂层技术和气膜孔冷却技术可以大大提升叶片的耐温能力,因此可以显著提高发动机的工作温度使其具有更高的推重比和效率。而在带有热障涂层叶片上实现高品质和高精度冷却气膜孔的加工是发动机制造技术的难点。由于飞秒激光加工具有材料无选择性、无热影响区及加工精度高等特点,因此飞秒激光成为加工带热障涂层叶片气膜孔的研究热点。阐述了飞秒激光与叶片涂层和基体材料的作用原理和飞秒激光微孔加工的技术特点,介绍了飞秒激光带热障涂层叶片气膜孔加工技术的研究过程和发展现状,展望了该技术在高精度带热障涂层叶片气膜孔制造中的应用前景。     

钛合金叶片超深扁孔的电解加工

某型号航空发动机第1级整流叶片为钛合金材料,沿着叶片截面扭转中心线方向贯通一个扁状型孔。钛合金为较难进行机械加工的金属材料。我们采用电解方法加工叶片扁孔。下面就钛合金整流叶片超深扁孔的电解加工工艺技术作一介绍。 一、技术要求 叶片为TA7钛合金模锻毛坯,硬度d=3.7～3.2,叶片型面长为230mm,弦宽为90mm,是战斗机动力装置上的特大型叶片。要求沿着叶片截面扭转中心线方向加工出一个5×14×300贯通扁孔,如图1所示。型孔中心线对叶片截面扭转中心线的位移度为0.20mm,型孔与叶片型面形成的壁厚不得小于1mm,型孔的表面租糙度Ra值为6.3μm。     

圆弧腔内有气膜孔的多排射流冲击传热试验研究

在燃气涡轮叶片中,常常在内腔采用冷空气射流冲击热壁,和把冷空气从气膜小孔排往叶片外表面,形成冷气膜,冷却和保护叶片,以便提高燃气温度,改善发动机的性能。对于叶背内腔的多排射流冲击冷却,上游射流沿腔壁流动所形成的横流会影响到下游排孔的冲击射流;同时还具有受冲击的壁面是弧形的及沿弧腔一般存在气膜出气孔的特点。本文针对这两项因素进行了模拟试验,与新近获得的平直腔冲击传热试验结果作了比较。结果表明,这两项因素均有利于提高内部冷却效果。      

前缘气膜孔布局对涡轮转子叶片流动传热的影响

为了研究不同前缘气膜孔布局对叶片内部冷却系统、温度场分布的影响,针对某典型冲击-对流-气膜复合冷却高压涡轮转子叶片,保持叶片主体冷却结构不变,通过改变叶片前缘各列气膜孔的数量形成5种结构方案,完成了1维流动换热及3维有限元温度场计算。并模拟发动机工况,试验研究了叶片内腔流量特性、叶片中下部2个截面的平均冷却效果随压比、流量比的变化规律。计算及试验结果均表明:涡轮转子叶片前缘气膜孔数量及布局对叶片前腔冷气量、前缘温度分布影响明显,而对后腔冷气量、尾缘温度影响较小。     

一种提高表面完整性的气膜孔成形方法

为了解决目前航空发动机涡轮叶片气膜孔成形工艺存在热影响严重等问题,提出了采用超快激光环切与螺旋扫描的加工方法,设计了一种可实现高效、无热效应气膜孔加工的双激光光源微加工系统,并从作用机理和实际加工过程两方面分析了热效应的产生原因,指出了其中的主要影响因素,然后针对这些因素选用DD6材料进行了工艺参数优化和实验验证.实验结果表明:采用500fs激光与微秒长脉冲激光复合加工的方式可以使精细钻孔的效率提升约10倍,并得到基本无重铸层和微裂纹的涡轮叶片气膜孔;其工艺参数包括扫描速度为2400r/min,重叠率为12%,进给量为5μm,重复频率为20kHz以及0.6Pa同轴吹气.表明超快激光配合合理的工艺参数和加工方式可以实现无热效应气膜孔加工,是一种有效提高气膜孔成形表面完整性的工艺方法.      

有错排射流冲击的受限长通道及出流孔流场的实验研究

1引言由于铸造技术的改善,国外现已经可以在涡轮工作叶片上铸造多个细小的冷气通道。这些通道通过冲击孔与冷气供气腔连接以实现冲击冷却,冲击后的气体可以通过连接孔进入下一个腔室或者直接通过气膜孔流出叶片形成气膜冷却。这种冷却结构的优点是:利用冲击冷却获得高换热系数,     

基于声发射的碳纤维复合材料孔出口分层损伤识别

针对CFRP钻削制孔加工过程中的孔出口分层缺陷监测问题，本文基于声发射检测技术开展了CFRP钻削孔出口分层损伤识别研究。通过破坏性分层试验提取与分层损伤相关的声发射及轴向力信号的时、频特征，以此作为判断钻削分层损伤的信号依据，并开展钻削试验，结合实际损伤形貌对CFRP层合板的孔出口分层损伤进行识别。研究表明：当产生钻削出口分层损伤时，瞬时钻削轴向力会高于临界轴向力；声发射信号的时域幅值将出现突变，频域信号的中、高频段信号强度也会有明显增加。通过显著的信号时、频特征可对钻削孔出口分层损伤进行有效识别，为实现在线监测、控制CFRP层合板钻削分层损伤的研究提供了思路。     

DD6镍基单晶合金气膜孔薄壁平板高温蠕变性能

采用气膜孔薄壁平板试样模拟冷却叶片,并与无气膜孔薄壁平板试样蠕变试验结果进行对比,研究了气膜孔对镍基单晶合金冷却叶片模拟试样高温持久断裂寿命的影响.试验结果表明:在950℃和377MPa条件下,无气膜孔薄壁平板试样的高温持久断裂寿命大约是气膜孔薄壁平板试样的2倍,扫描电镜(SEM)断口分析可以看出蠕变损伤首先发源于气膜孔周围并在气膜孔边缘开始起裂.基于晶体塑性理论建立单晶材料蠕变数值计算模型,将其编入Abaqus用户子程序中,对气膜孔和无气膜孔两种薄壁平板试样进行模拟分析.模拟结果显示在气膜孔周边存在应力集中和应力重分布,数值模拟分析结果与试样的断口表面形貌吻合.为便于工程应用,将高温持久断裂寿命与十二面体滑移系最大分切应力幅表达成指数关系,蠕变试验结果表明此式在该应力、温度条件下具有良好的精度.     

带密布气膜冷却孔的涡轮叶片等效应力分析方法研究

以带气膜冷却孔的航空燃气涡轮发动机涡轮叶片为研究背景,引入了等效概念对密布小孔结构进行了详细的应力-应变分析。这种等效分析方法是把多孔材料转化为具有等效材料常数的等效实体材料。根据MARC大型通用软件的线弹性及弹-塑性有限元应力分析结果,将小孔效应转化为等效弹性常数及等效应力-应变曲线。最后以某发动机高压涡轮工作叶片为例,将得到的等效材料参数引入到叶片的有限元强度计算中,从而得到考虑密布孔影响的涡轮叶片应力应变场,并通过子模型计算得到更为准确的孔边最大应力。     

某涡轴发动机涡轮叶片尾缘孔的蠕变-疲劳寿命预测方法

针对某涡轴发动机的涡轮叶片,建立了考虑应力松弛的蠕变-疲劳寿命分析方法。通过在黏塑性理论框架内耦合蠕变损伤,对某高温合金的非线性蠕变变形进行了数值模拟。结果表明:基于对某涡轮叶片的弹塑性-蠕变分析研究,明确了叶片上前缘和尾缘等关键部位的蠕变损伤及其演化规律,也为确定叶片上的局部危险点提供了一种方法。该模型针对弹塑性应力应变曲线计算误差小于5%,而针对蠕变曲线的模拟精度则处于材料蠕变变形固有属性分散范围内。借助于线性损伤累积寿命理论,分析得到了某涡轮叶片尾缘孔局部考虑了应力松弛的蠕变-疲劳寿命,从而为叶片寿命评价提供了更为合理、工程化应用更好的方法。      

玻璃纤维复合材料层合板充填孔压缩力学性能研究

为研究玻璃纤维复合材料开孔以及充填孔对层合板压缩性能的影响，本文对填充孔、无孔和开孔的复合材料层合板进行了压缩实验。此外，采用两种不同材料和铺层建立了六种结构对应的三维有限元模型（FEM）用于损伤演化分析。结果表明，两种开孔试件的压缩强度比无孔试件分别降低了40.48%和31.34%；两种充填孔试件的压缩强度比开孔试件分别高54.55%和36.95%，仅略低于无孔试件。有限元计算得到的压缩强度与试验结果的误差仅为8.03%。仿真计算结果表明间隙配合均会降低充填孔结构的压缩强度；而对FH-2试件来说，当干涉量大于90μm时，同样也会降低充填孔结构的压缩强度。     

2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔疲劳特性研究

2524-T3铝合金被认为是目前综合性能最好的飞机蒙皮用铝合金,研究其在疲劳载荷状态下的力学性能对材料的安全使用具有重要的意义。通过疲劳试验研究2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔试样在一种典型应力比、不同载荷水平下的疲劳性能,得到铆钉填充锪窝孔试样疲劳裂纹寿命的p-S-N曲线,同时借助扫描电镜观察疲劳裂纹的萌生和扩展行为。研究结果表明：2524-T3铝合金铆钉填充锪窝孔试样具有良好的抗疲劳损伤性能;在指定疲劳寿命条件为3×106周次下,试样在室温轴向疲劳加载条件下的条件疲劳极限为108MPa;疲劳断口由疲劳源区、裂纹扩展区及瞬断区组成。     

铺层顺序对碳纤维复合材料钻削分层制孔的影响

在碳纤维环氧树脂基复合材料的钻削制孔加工过程中会产生很多种类的缺陷,其中分层损伤是最难以控制的缺陷,严重影响机械连接的有效性和材料的使用性能。将铺层规则尤其是防分层规则应用于层合板铺层顺序优化中,使用Memetic算法得出防止碳纤维板分层的铺层顺序,并设计CFRP制孔试验加以论证。试验结果表明,复合材料铺层角度对分层缺陷有重要影响,优化后的碳纤维复合材料可有效减少分层、毛刺缺陷。     

带肋的内流通道中气膜孔流量系数的研究

在根据相似理论放大的模型上,测量了带60°肋壁的内流通道中沿主流流向分布的各气膜孔的流量系数(Cd)。实验在内流通道进口雷诺数为20000～80000、通道总出流比为0.30～0.60的范围内进行,重点分析了带60°肋壁和不带肋的内流通道中来流雷诺数和总出流比对Cd的影响规律,分析了肋对气膜孔流量系数的影响,并且进行了相应的数值模拟研究。为涡轮叶片的冷却结构设计提供了依据。     

基于电火花-电解复合加工方法的微小孔制造

航空发动机涡轮叶片气膜冷却孔的制造一直是难点所在。提出了微小孔电火花-电解同步复合加工方法,通过电火花加工和电化学溶解同步进行,实现小孔的高效无重铸层制造。针对电火花-电解复合加工方法进行了试验研究,观测了复合加工过程中的试验现象,研究了加工过程中的电压电流波形和加工产物成分,计算了电化学溶解作用占复合加工材料去除量的比例,分析了工作液电导率对电极损耗的影响,比较了复合加工与纯电火花加工后的微小孔加工质量。试验结果表明,电火花-电解复合加工可以在微小孔制造完成的同时,有效去除孔壁上的重铸层。提出的方法可以为实现航空发动机涡轮叶片气膜冷却孔的高效无重铸层制造提供新的解决途径,并可用于其他微小群孔类零部件的加工。     

正交各向异性材料、异型孔气冷叶片三维弹性应力分析

本文介绍了正交各向异性材料、异型孔气冷叶片三维弹性应力分析的计算方法, 并给出了一个真实的气冷涡轮叶片的计算结果及分析。为了适应气冷涡轮叶片内型孔复杂, 材料为定向凝固结晶和内外壁温度差比较大的特点, 文中采用分段线性和非线性的假设划分单元, 形成几何模型和力学模型, 采用坐标变换法建立单元的弹性矩阵, 并且采用分段线性插值法考虑温度对材料特性的影响。本文对方法和程序的正确性进行了验证, 而且将这种方法和程序应用到工程设计中。实践证明, 方法和程序可靠, 精度满足工程上的要求。      

基于渐进损伤理论的复合材料开孔拉伸失效分析

为研究碳纤维复合材料在受载情况下损伤的萌生、扩展及材料失效行为,采用三维Hashin失效准则预测材料的初始失效,基于渐进损伤理论提出了一种用于材料损伤后的刚度折减方案。利用编写的UMAT用户子程序对碳纤维复合材料板开孔拉伸进行数值分析,并将数值计算结果与碳纤维复合材料板开孔拉伸实验结果进行对比分析,结果表明数值分析对极限载荷的预测和失效过程的预测结果与实验结果吻合较好。     

锻造仿真与热模拟技术在航空发动机叶片精密锻造中的应用

航空发动机叶片因其形状复杂、叶身型面厚度薄、材料变形困难,在精密锻造成型中常存在折叠、裂纹、表面损伤及局部填充不满等缺陷。应用有限元仿真软件Deform对航空发动机叶片精密锻造工艺进行模拟分析,可以获得金属材料锻造成型过程中应力场、应变场、温度场及流动轨迹等参数变化规律,将可能产生缺陷的模型在工艺设计阶段进行优化,缩短新产品研制周期。实践表明,Deform软件的应用,可有效地避免锻造缺陷的产生,对航空发动机叶片精密锻造工艺设计具有指导意义。     

钢球冷滚挤压内孔工艺

钢球冷滚挤压工艺是光整加工的一种有效方法。与拉孔、珩孔、铰孔相比,此方法效率高、成本低,不仅能校正内孔,降低表面粗糙度值,而且能强化孔壁表面,增加疲劳寿命和耐腐蚀性能。它是用推杆工具把一个或几个(加工大孔时)精磨过的硬质合金碳化钨钢球或标准钢球,用车、铣、钻、刨等普通机床强行顶过有微小加工余量的内孔,所用工具简单,操作方便,易于掌握。 可进行冷滚挤压加工的零件材料有A3钢、45钢、30CrMoSi钢等。钢球与内孔壁之间需要保持一个最佳过盈量值,为内孔的1％,这样的过盈量值可以最大限度地改善内孔圆度及孔壁表面粗糙度。冷滚挤压加工还可以修正棱圆度和锥度。孔的表面质量,取决于零件材料的特性、壁厚、过盈量、滚压的速度以及润滑剂的粘度等因素。 1.钢球直径的选择 钢球直径愈大,加工的表面租糙度值愈小,但是,受限于机床和被加工工件的刚度以及材料硬度。对于软的工件材料,钢球直径可以大些;反之则小些。对每一种加工工件材料,在每一种压力下,均有一个最佳的钢球直径值,可通过试验确定。     

大深径比微孔加工技术及其发展

大深径比微孔加工在航空和汽车领域有广泛需求,如航空发动机涡轮叶片气膜孔、火焰筒气膜孔、航空喷油嘴微孔以及汽车喷油嘴微孔均需要大深径比微孔加工。目前,大深径比微孔加工方法主要有电火花、电液束、水导激光和飞秒激光4种加工技术。介绍了4种加工技术原理和研究现状,对比分析了各自的特点及其应用,最后对大深径比微孔加工技术的发展趋势进行了展望。