涡流阵列无损检测技术在大飞机中的应用

涡流阵列检测技术作为一种高效无损检测方法,具有容易实施、检测速度快、对表面及近表面缺陷非常敏感、无需除去表面涂层等优点,广泛用于飞机蒙皮和机身结构件的裂纹、腐蚀等缺陷的检测。阐述无损检测技术在飞机设计、研制生产及使用过程中的应用,采用OmniScan_ECA涡流阵列仪对飞机上使用的高强度钢和铝合金材料的萌生裂纹及内部缺陷进行了检测,确定出埋藏缺陷的大小以及具体的位置和深度,为飞机部件制造中新制品的验收、材料工艺缺陷进行检测,进而为评价结构完整性以及分析材料变形和断裂机制与力学行为提供参考。     

热障涂层无损检测技术进展

热障涂层(TBC)是航空航天发动机涡轮叶片的主要防护材料,对其进行表面裂纹缺陷和界面脱粘缺陷的无损检测具有重大意义.对热障涂层的传统检测方法(如渗透检测、涡流检测、超声或超声显微检测等),以及新型红外热成像方法在内的无损检测方法进行了介绍和归纳,重点介绍了光激励、涡流激励和超声激励3种主动式红外热成像无损检测技术.其中,对激光扫描热成像法进行了详细介绍,该方法具有非接触、操作简单、灵敏度高、全场范围内检测快速的优点,能够实现宽度为10μm以上的裂纹和直径为1mm以上脱粘缺陷的无损检测;透射式涡流热成像具有识别小于1mm脱粘缺陷的能力.     

某新型航空发动机三级盘无损检测方法研究

为了研究适用于某新型航空发动机三级盘裂纹特征的有效的无损检测方法,首先对三级盘转接R部位自然裂纹进行分析,确认该裂纹属于一种多源疲劳性质且裂纹深度大于1mm、开口小于0.5μm、趋于闭合的特殊裂纹。通过对该盘进行高灵敏度渗透法检测、涡流检测的对比试验以及裂纹断口分析,验证确定了该新型航空发动机三级盘应采用以涡流检测结果为主、高灵敏度渗透(后乳化)检测为辅的无损检测方法。该研究分析结果可为航空发动机类似盘检测工艺的改进提供参考。     

含天然与人工内部缺陷轮盘裂纹扩展特性对比分析

为达到应用人工内部缺陷获得轮盘裂纹扩展特性，开展了含天然与人工内部缺陷轮盘高速旋转低周疲劳裂纹扩展对比试验，并通过无损检测分析、断口分析研究了裂纹扩展特性的差异，提出了含人工缺陷轮盘损伤容限分析思路。无损检测更易识别人工内部缺陷的特征及其变化；人工缺陷区呈碎裂状，有大量的晶间断裂，与天然缺陷区有明显差异；非缺陷区两者无明显差异。天然与人工缺陷区的裂纹扩展速率分别为0.2-0.4μm/次、0.6-1.2μm/次，均远大于基体材料理论值；1#盘加载突变区外断口反推寿命与第二加载阶段循环数的最大误差是12%；2#盘缺陷区外断口反推寿命占总循环数的44.9%-51.9%。基于人工缺陷区定义初始裂纹，排除人工与天然缺陷差异的影响，可获得轮盘裂纹扩展特性。     

基于材料微观特性的涡轮盘疲劳裂纹萌生寿命数值仿真

 为了研究材料微观特性对结构疲劳寿命的影响,根据Tanaka-Mura疲劳裂纹萌生寿命计算理论,模拟某镍基粉末合金涡轮盘喉道表面疲劳裂纹萌生寿命。利用泰森多边形生成法,模拟微观多晶结构,建立宏-细观模型相结合的三维仿真模型。实现3项关键技术:1)在三维模型中模拟了面心立方晶体中{111}面族的12条主滑移系;2)应用缺口根部裂纹萌生的Tanaka-Mura理论模型模拟一条微裂纹在另一条裂纹尖端萌生;3)模拟了微裂纹的起裂、扩展与联合过程,最终形成一条宏观裂纹。对某表面带刀痕涡轮盘疲劳裂纹萌生寿命数值仿真结果与真盘试验结果相差20%。研究表明,减小晶粒尺寸、降低表面粗糙度、形成表面压缩残余应变以及析出沉淀颗粒都有利于提高涡轮盘的疲劳裂纹萌生寿命。     

涡轮盘表面裂纹的应力强度因子及其扩展

表面裂纹是飞机和发动机构件常见的故障。本文提出利用三维有限元素法和裂纹表面位移法相结合, 求解某型发动机涡轮盘冷却孔内表面半椭圆裂纹的应力强度因子 KI 的近似解, 并对裂纹的疲劳扩展寿命进行预估。为了验证计算方法, 文中有表面裂纹体典型算例的计算结果对比以及光弹性冻结应力实验分析。实践表明, 本文提出的方法对于工程构件的三维裂纹问题分析研究十分简便。      

FGH96涡轮盘低循环疲劳寿命分析技术与试验

分析FGH96涡轮盘的尺寸效应,分析了分别适合于FGH96亚尺寸盘和全尺寸盘的低循环疲劳寿命预测方法.成功设计了FGH96亚尺寸盘、全尺寸裂纹扩展盘试验件;通过低循环疲劳试验,展现了两种不同的低循环疲劳失效机理,验证了提出的低循环疲劳寿命预测方法;通过裂纹扩展试验,获得了FGH96全尺寸轮盘的裂纹扩展特性,揭示了FGH96全尺寸涡轮盘与紧凑拉伸试样裂纹扩展特性具有显著差别的客观规律;获得FGH96全尺寸涡轮盘580℃损伤容限值,明确某发动机高压涡轮盘损伤容限水平.      

含缺陷轮盘失效概率分析流程与数值模拟

传统的涡轮盘寿命预测方法未考虑材料初始缺陷，因而无法对带缺陷轮盘进行较准确的寿命预测。本文以加工制造过程中产生的不同缺陷分布特征为基础，重点针对加工导致的孔表面缺陷以及与材料固有的表面、亚表面及内部缺陷，开展航空发动机涡轮盘的失效概率分析。考虑了初始缺陷、应力、检测时间、检测水平等多种随机性对涡轮盘失效概率的影响，建立了含缺陷涡轮盘的失效概率分析流程。为提高计算效率，对轮盘固有缺陷的分析方法进行改进，对轮盘重新分区，并将表层细分为表面、亚表面、内部三部分分别进行计算。通过编写C++程序分析并验证了含缺陷轮盘失效概率分析方法的可行性，获得的结论具有工程应用参考价值。本文方法在满足一定精度的同时具有较高的计算效率，并对应力水平、检测时间的分散性和模拟次数等对失效概率的影响进行了讨论。     

Analysis technology and experiment for FGH96 disc＇s LCF life

分析FGH96涡轮盘的尺寸效应,分析了分别适合于FGH96亚尺寸盘和全尺寸盘的低循环疲劳寿命预测方法．成功设计了FGH96亚尺寸盘、全尺寸裂纹扩展盘试验件;通过低循环疲劳试验,展现了两种不同的低循环疲劳失效机理,验证了提出的低循环疲劳寿命预测方法;通过裂纹扩展试验,获得了FGH96全尺寸轮盘的裂纹扩展特性,揭示了FGH96全尺寸涡轮盘与紧凑拉伸试样裂纹扩展特性具有显著差别的客观规律;获得FGH96全尺寸涡轮盘580℃损伤容限值,明确某发动机高压涡轮盘损伤容限水平．     

FGH95粉末高温合金低周疲劳性能研究

通过对飞机发动机涡轮盘材料FGH95粉末高温合金在600℃、650℃下的低周疲劳性能的研究，获得了中值和置信度γ=95％、存活率P=99．87％的低周疲劳数据。以及表征材料特性的应变-寿命曲线、循环应力-应变曲线和各应变疲劳参量。为飞机发动机的粉末涡轮盘设计选材和寿命预估提供了依据。     

TTCAN总线的节点设计

针对某燃气涡轮发动机发生的GH4169合金螺栓断裂故障,通过对故障螺栓进行断口宏微观观察、化学成分分析、硬度检测和金相组织分析,以及对未发生断裂失效的螺栓和螺母进行检查与分析,确定了该燃气涡轮发动机螺栓断裂性质为镉脆断裂;与螺母表面的镀镉层紧密接触、受到拉应力的作用以及工作温度较高,是导致螺栓发生镉脆断裂的主要原因。为此,提出了在涡轮后机匣连接部位选用GH4169合金螺母,并在发动机热端零部件连接件中避免使用镀镉层进行表面防护等建议,可供排除类似故障时借鉴。     

GH4169合金直接时效锻造过程的数值模拟

直接时效（DA）锻造工艺已成为生产GH4169合金涡轮盘锻件的基本方法之一。但实施DA锻造工艺时,锻造过程的各个环节要求严格控制,而且要有足够吨位的设备。参照在压力机上实施DA工艺的终锻过程,用有限元变形-传热耦合分析方法对直径520mm和高度190mm的GH4169合金坯料在不同情况下的镦粗过程进行了数值模拟。大量计算结果表明,在压力机上实施DA锻造工艺时,为了获得优质GH4169合金涡轮盘锻件,应合理确定压力机滑块速度,尽可能改善润滑情况及适当提高模具预热温度。对于GH4169合金涡轮盘锻件,采用等温DA锻造工艺可能是最佳的选择。研究结果对于在国内的生产条件下实施GH4169合金DA锻造工艺具有指导作用。     

某燃气轮机高压压气机后轴颈电子束焊接

为了验证某燃气轮机后轴颈使用YZGH4169材料替代GH698材料的可行性,特针对YZGH4169材料电子束焊接接头的室温拉伸、高温拉伸及高温持久性能进行试验,并与GH698材料的相应性能结果进行分析和比较。结果表明:YZGH4169焊接接头的室温、高温抗拉强度和屈服强度均高于GH698,延伸率和断面收缩率略低于GH698,但均满足标准要求,且27mm厚度的YZGH4169焊缝成型良好,满足一级焊缝的要求。此方案的确定为某燃气轮机后轴颈及类似结构、材料的零件国产化代料工作提供技术依据。     

基于表面缺陷特征的疲劳寿命预测方法

在含表面缺陷试样的疲劳数据的基础上，提出了表面缺陷对疲劳寿命影响的尺寸参数，将其引入Walker寿命方程，建立了可以考虑表面缺陷尺寸特征的疲劳寿命预测方程。将该方程的寿命预测结果同考虑应力梯度的寿命预测方法的计算结果进行对比，两者在±3倍以内，验证了方法是准确可靠的。进而，将该方程应用于粉末高温合金涡轮盘的疲劳寿命预测中，获得了不同尺寸的表面缺陷对涡轮盘寿命的影响规律，其工程意义在于:依据涡轮盘危险位置的应力特征，能够给出存在缺陷时的疲劳寿命，可作为使用过程中的重要参考数据，一旦出现漏检的表面缺陷，也能够保证涡轮盘的安全工作。      

镍基合金GH4169疲劳小裂纹的扩展行为

基于表面复型法，采用快速固化材料RepliSet监测了镍基合金GH4169单边缺口拉伸试样疲劳小裂纹的萌生和扩展行为，利用光学显微镜对复型进行了观测。结果表明:RepliSet材料可有效复制试样表面形貌，记录疲劳小裂纹的萌生和扩展过程。镍基合金GH4169疲劳小裂纹起始于材料表面夹杂，疲劳小裂纹早期扩展阶段受微观结构影响，扩展速率波动性较大。疲劳小裂纹扩展过程中的临界裂纹长度约为250μm，当主裂纹长度小于250μm时，裂纹扩展非常缓慢；但当裂纹长度超过250μm后，疲劳小裂纹快速扩展成为长裂纹并导致试样断裂。在双对数坐标系中，疲劳小裂纹扩展速率和裂纹长度近似为线性关系。      

磁流变弹性体砂轮抛光镍基高温合金表面完整性研究

为了改善磨削后镍基高温合金GH4169的表面完整性,本文采用磁流变弹性体砂轮对镍基高温合金GH4169进行抛光试验研究。首先,通过模压成型的方法制备了磁流变弹性体砂轮,并对其表面微观形貌及不同磁场强度下的硬度进行了表征。其次将制备出的磁流变弹性体砂轮用于对镍基高温合金GH4169的抛光工艺试验中,并讨论抛光工艺参数中磁场强度对镍基高温合金表面完整性的影响。试验结果表明：在一定的磁场强度范围内,零件抛光后的表面粗糙度和显微硬度随着磁场强度的增大而减小,同时增大磁场强度也有利于改善零件的表面形貌,减少砂轮的磨损量,降低零件磨削后的亚表面损伤层厚度。     

GH4169磨削表面粗糙度影响参数的敏感性研究

通过GH4169高温合金平面切入磨削实验,建立了表面粗糙度的经验公式,分析了表面粗糙度对磨削参数的灵敏度,获得了磨削参数稳定域和非稳定域。结合正交试验法中的极差分析方法获得了不同磨削参数对表面粗糙度的影响曲线,进行了磨削参数区间的优选。研究结果表明:表面粗糙度对磨削深度的变化最为敏感,对工件速度的变化敏感次之,对砂轮速度的变化最不敏感;磨削深度优选范围为0.01～0.015mm,工件速度优选范围为10～15m/min,砂轮速度优选范围为20～30m/s,可控制表面粗糙度在0.7μm以内。为高温合金材料磨削表面粗糙度控制提供理论方法和试验依据。