焊接式整体叶盘加工余量自适应优化方法

针对航空发动机焊接式整体叶盘毛坯变形严重、余量不均等问题,提出一种基于对称原则的整体叶盘加工余量自适应优化方法。通过分析整体叶盘的制造工艺特点与难点,给出了加工余量优化建模与求解算法;在此基础上,根据叶片周向对称分组原则,提出了整体叶盘变形叶片组逐层细分的余量分布优化方法。算例及分析表明,此方法能够较好地优化焊接式整体叶盘毛坯余量,从而降低线性摩擦焊接工艺引起的叶片位置偏差和余量分布不均对叶盘加工质量的影响。     

电子束焊接整体叶盘结构验证件设计和试验研究

设计了TC11材料电子束焊接接头圆棒试样,提出了先拼焊叶环扇块、再对焊叶环与轮盘的整体叶盘结构验证件技术方案,设计和加工了电子束焊接整体叶盘结构验证件.进行了TC11材料电子束焊接试样和母材试样力学性能对比试验,并完成了电子束焊接整体叶盘结构件的应变测量和低循环疲劳试验研究.     

带箍环掠型叶片整体叶盘强度分析方法研究

针对带复合材料箍环掠型叶片整体叶盘结构，开发了对叶片快速施加气动载荷的方法，发现了整体叶盘的应力应变分析和寿命预测方法，成功地完成了模型叶盘的应变测量和低循环疲劳试验。通过模型叶盘数值分析与试验测量数据的比较可见，二吻合较好，从而验证了上述方法的有效性。     

三坐标测量整体叶盘技术方法

依据航空发动机整体叶盘设计技术要求,开展整体叶盘叶型参数检测技术研究。结合近年来对整体叶盘零件的测量与评价实际经验,对三坐标测量整体叶盘叶型参数的测量中存在的问题以及测量不确定度进行讨论。     

TC17钛合金惯性摩擦焊接头室温断裂韧性测试与分析

TC17钛合金主要用于航空发动机整体叶盘、转子和大截面锻件的制造。采用惯性摩擦焊工艺制造航空发动机压气机整体转子能够减少零件数量并有效地提高结构刚度。通过对TC17钛合金惯性摩擦焊接头断裂韧性的测试,可为钛合金惯性摩擦焊整体转子损伤容限分析提供技术和数据支持。     

航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹 故障分析与思考

针对航空发动机涡轮整体叶盘叶片发生的高周疲劳裂纹故障,及排故初期受动应力测试条件限制,主要采取增强结构抗力的排故措施使裂纹位置集中于叶片尾缘根部。后经高温、高转速、小尺寸整体叶盘叶片动应力测试技术攻关,明确故障主要为涡轮导叶尾流激起的叶片振动应力超限所致。采取增加导叶数避开共振的改进措施,并经整机高周疲劳试验考核验证了其有效性。认识到叶片振动特性设计时需关注的几个问题,及先进动应力测试技术在发动机研制过程中的不可或缺,形成了一套经过实践验证的叶片高周疲劳排故工作流程,对国内航空发动机研制起到一定的参考借鉴作用。     

整体叶盘制造工艺技术综述

随着整体叶盘在航空发动机上的广泛应用,未来高推重比、涵道比发动机使整体叶盘结构更加复杂,优异的SiC或C/C复合材料等在整体叶盘上的应用,对整体叶盘制造技术提出了更高的挑战,各国都投入大量的人力、物力对整体叶盘制造技术进行研究,寻求低成本、低污染、高效率、高质量的复合制造技术,以满足航空发动机对整体叶盘的需求。     

GH4169合金蠕变疲劳行为的有限元模拟及寿命预测

考虑蠕变-疲劳损伤,对部件材料进行合理的循环变形描述和准确的寿命预测,是保证航空发动机等高温设备长周期安全运行需要解决的关键问题之一。基于大型有限元软件ABAQUS,采用组合Chaboche随动强化准则和Voce各向同性硬化准则的循环弹塑性本构模型,叠加应变强化的蠕变本构模型,对GH4169合金在蠕变-疲劳载荷下伴有应力松弛的循环变形行为进行了准确的有限元模拟。同时,将Wang等最新修正的基于逐周次概念的蠕变-疲劳损伤模型进行了有限元移植,结合有限元模拟所得的循环应力、应变状态,实现了对GH4169合金蠕变-疲劳寿命的准确预测。研究结果将为进一步实现对航空发动机关键部件精确的寿命预测提供理论基础和技术手段。     

单纯利 发动机航空计量技术专家

<正>单纯利Shan Chunli中航工业发动机首席技术专家Aero-Engine Chief Expert of AVIC中航工业沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司研究员级高级工程师Researcher of AVIC Shenyang Liming Aero-Engine(Group)Corporation Ltd.:您致力于航空发动机测量技术研究,完成了多项科技攻关项目月前航空发动机整体叶盘测量中面临的主要挑战有哪些?可从哪些方面予以解决?单纯利:整体叶盘作为发动机典型的整体、弱刚性、复杂结构零件,由叶片与压气机盘一体加工而成,每     

预应变对GH4169 合金低周疲劳行为的影响

为了研究发动机构件在实际工作中受到的轴向拉应力作用下疲劳行为的变化,开展了发动机常用材料GH4169合金在拉伸预应变条件下的低周疲劳行为的研究,得出疲劳寿命随预应变增加的变化规律。从宏观和微观2方面分析预变形对材料低周疲劳行为影响的变形机制。最终为解决实际工程中构件断裂等问题提供技术支持,同时也为评估航空发动机构件在产生预变形条件下的寿命,确保安全使用提供技术支撑。结果表明:随着预应变量的增加低周疲劳寿命降低,组织内位错密度、孪晶数量均增加,裂纹扩展长度减小。     

具有半主动压电阻尼的叶盘结构动力学特性研究

针对航空发动机整体叶盘结构的失谐响应放大问题,在叶盘结构中引入半主动压电阻尼技术,并利用基于非线性模态分析的非线性系统频域响应快速算法-非线性部件模态综合(NCMS)法对具有基于负电容的同步开关阻尼(SSDNC)的叶盘结构动力学特性进行理论探究。分析结果表明NCMS法相比于Newmark法具有很高的计算效率,并能保证较高计算精度;SSDNC能够同时对叶盘结构的多阶振动模态都产生较好的抑制效果,并对多谐波激励下叶盘结构的所有振动峰值都产生较好的抑制效果(对于本文所用模型,振动峰值下降可达到73%);统计分析表明,SSDNC的振动抑制效果对叶盘结构机械失谐以及电路参数失谐均不敏感。     

新型整体多级盘毂转子单元体加工技术

与传统单级整体叶盘相比,新型整体多级盘毂转子单元体加工技术是将轴颈、盘及毂筒作为一个零件进行单元体整体加工,避免了单个零件安装和焊接结构带来的诸多缺点。具有减重、增效和提高可靠性等优点。本文从工艺路线的安排、工装和刀具的设计、加工变形有限元法预估、高速轻载荷切削四方面入手,总结出一套针对此类零件的加工方法,具有重要的指导意义。     

高温低周疲劳-蠕变的改进型广义应变能损伤函数方法

通过对广义应变能损伤函数(GSEDF)法进行分析,用非弹性应变能表征低周疲劳(LCF)损伤,提出了一种高温低周疲劳-蠕变(LCF-C)寿命预测的改进型GSEDF模型,修正了GSEDF法中的能量参数,使其与工程实际更吻合.所提出的模型具有模型参数少、适用性广和试验数据利用率高等优点,且能综合反映加载方式、保载时间和平均应...     

Trajectory control strategy of cathodes in blisk electrochemical machining

A turbine blisk, which combines blades and a disk together, is one of the most important components of an aero engine. In the process of blisk electrochemical machining (ECM), the sheet cathode, which is usually used as a tool electrode, has a complicated structure. In addition to that, the channel between the adjacent blades is narrow and twisted, so interference is apt to happen when the sheet cathode feeds into the channel. Therefore, it is important to choose suitable trajectory control strategy. In this paper, a new trajectory control strategy of the sheet cathode is presented and corresponding simulation analysis is conducted on the basis of an actual blisk model. The simulation results demonstrate that the sheet cathode can feed into the channel by a spatial line trajectory without interference. Moreover, the verification experiments are carried out according to the simulation. The experimental results show that the cathode can move into the channel without interference. It is verified that the new trajectory control strategy is correct and can be used in the blisk ECM process successfully.     

Stress-controlled LCF experiments and ratcheting behaviour simulation of a nickel-based single crystal superalloy with [001] orientation

Uniaxial ratcheting behaviour and low cycle fatigue (LCF) failure mechanism of nickel-based single crystal superalloy DD6 with [001] orientation are investigated through the stress-controlled LCF tests with stress ratio of −1. Then the deformation behaviour during the whole-lifetime from the beginning of the experiment to the fracture of the specimen, as well as the fractographic/metallographic morphology, are compared with the strain-controlled LCF experimental results. Through the scanning electron microscope (SEM) observations, it is shown that the failure characteristics under stress-controlled LCF loading are similar with those under strain-controlled loading. Nevertheless, unlike strain-controlled LCF loading, even under fully reversed cycle loading for stress-controlled LCF, DD6 shows significant ratcheting behaviour due to the tension-compression asymmetry. In addition, the LCF lifetimes under stress control are significantly shorter than the LCF lifetimes under strain control, and the culprit might be the detrimental effect of ratcheting strain on LCF lifetime. Based on these phenomena, an improved crystal plasticity constitutive model on the basis of slip-based Walker constitutive model is developed through modifying the kinematic hardening rule in order to overcome the inaccurate prediction of decelerating stage and stable stage of ratcheting behaviour. Furthermore, combining the continuum damage mechanics, a damage-coupled crystal plasticity constitutive model is proposed to reflect the damage behaviour of DD6 and the accelerating stage of ratcheting behaviour. The simulation results for the stress-controlled LCF deformation behaviour including the whole-lifetime ratcheting behaviour show good agreement with the experimental data.     

定向凝固DZ4合金的低周疲劳行为与稳定循环应力

对定向凝固DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳和稳定循环应力应变行为进行了研究,并结合断口观察试验结果,对其疲劳裂纹的萌生与扩展进行了分析。结果表明,DZ4合金760℃和800℃下的低周疲劳属应力疲劳,其损伤以弹性损伤为主,弹性损伤与疲劳寿命具有很好的相关性。加载频率对DZ4合金760℃和800℃下的稳定循环应力均具有一定的影响,尤其是800℃时,各应变下的稳定循环应力均随加载频率的升高而减小。定向凝固DZ4合金高寿命低周疲劳裂纹易于萌生于试样内部或亚表面的柱状晶界,其疲劳裂纹的稳定扩展也较难形成典型的疲劳条带。     

民用航空发动机TA19电子束焊疲劳试验

针对民用航空发动机钛合金整体叶盘常用材料TA19开展其母材试件与电子束焊焊接试件在20,300,450℃的疲劳试验,通过焊接试件的焊缝材料断口与母材断口形貌的比较探讨了焊缝材料的疲劳破坏机理,并在104~106循环的疲劳寿命区间内采用Basquin模型分别建立了焊缝材料和母材的应力-疲劳寿命(S-N)曲线,结果显示母材试件与焊接试件的试验疲劳寿命大部分都落在了对应模型计算疲劳寿命的2倍线之内,表明试验得到的S-N曲线是合理的.焊接试件与母材试件的S-N曲线的对比分析表明,20℃时焊接试件的疲劳性能比母材试件略高,而在300℃和450℃时焊接试件与母材试件的疲劳性能差异随应力水平发生变化.但总地说来,在所关注疲劳寿命区间内,母材试件与焊接试件的计算疲劳寿命差异也在2倍线以内,初步表明两者的疲劳性能相当.      

基于连续介质损伤力学的高温微动疲劳寿命预测模型

建立了一种基于连接介质损伤力学(CDM)的高温微动疲劳寿命预测模型用以分析航空发动机榫连接结构在不同温度下的微动疲劳寿命。该模型在现有的基于非线性疲劳损伤累积(NLCD)模型微动疲劳寿命预测模型的基础上，引入温度相关的损伤速率因子以考虑温度对榫连接结构微动疲劳行为的影响。以某型发动机钛合金TC11燕尾榫结构模拟件为研究对象开展不同温度下的微动疲劳寿命数值模拟预测研究，预测结果与试验结果相比在2倍误差范围以内，证明了此寿命预测模型的有效性。      

考虑几何分散性的涡轮盘寿命概率分析

针对考虑几何分散性的涡轮盘低循环疲劳（LCF）寿命概率分析中几何参数多、几何随机变量难确定、分布特征获取困难、模型需自动更新及计算成本高的问题，提出几何分散性的概率处理方法:采用试验设计方法对涡轮盘结构所有几何参数进行灵敏度分析,筛选出对应力影响较大的关键几何参数作为随机变量,使用K-S(Kolmogorov Smirnov)方法确定其分布类型和特征参数,最后建立代理模型进行Monte Carlo概率分析.基于此方法,开发出了涡轮盘概率分析系统,在该系统中筛选得到某发动机GH720Li涡轮盘内径、外径、盘缘厚度3个结构参数作为几何随机变量,完成对LCF寿命的概率分析工作得到寿命-可靠度分布曲线.分析结果表明涡轮盘外径对LCF寿命有较大影响.