航空发动机的先进涡轮技术(下)

涡轮材料与工艺的发展目前,推重比10一级发动机涡轮均采用第三代单晶叶片材料,这种材料本身耐高温能力已达1050-1100℃,加上采用先进隔热涂层提供的隔热效果,其材料能承受的温度将达更高水平。 涡轮材料近期的发展方向是定向共晶合金、超单晶合金、机械合金化高温合金,远期发展方向是人工纤维增强高温合金、定向再结晶氧化物弥散强化合金以及新的能承受高温的材料,如金属间化合物及复合材料,碳-碳复合     

800℃以上服役涡轮盘用难变形镍基高温合金研究进展

大推重比航空发动机涡轮盘需在更高温度下服役,为满足更高温度服役航空发动机涡轮盘材料的需求,在新合金的发展过程中合金化程度和γ′相含量逐渐提高。其中GH4151、GH4175和GH4975合金是800℃以上服役变形高温合金的典型代表。对难变形高温合金国内外的发展趋势、3种典型合金的特征和发展过程进行了概述,并对难变形高温合金制备过程中开坯工艺和超塑性等问题进行了探讨。为充分发挥800℃以上服役高相含量难变形高温合金的优势和作用,需对合金成分设计特点、组织特性、热变形和超塑性变形过程中相的作用机制等方面开展相应的理论研究工作。     

先进材料在战斗机发动机上的应用与研究趋势

美国、英国等国家特别重视战斗机发动机材料的发展,通过制订和实施一系列先进材料研究计划,开发和验证轻质高强度材料,为发动机研制提供技术保障.综述各国现役、在研和预研战斗机发动机的材料应用情况,总结树脂基复合材料、钛基复合材料、钛铝金属间化合物、单晶高温合金、粉末高温合金、陶瓷基复合材料、陶瓷热障涂层等材料及其工艺应用趋势.先进材料研究的发展趋势:①向低密度高强度发展,以减轻质量;②向高强度与高耐温能力发展,以提高涡轮进口温度;③向一体化(材料、工艺与结构设计)发展,以实现材料特性与结构的最优组合.     

FGH96粉末高温合金亚尺寸轮盘研制及试验验证

粉末高温合金涡轮盘是高推重比航空发动机研制的关键。由于粉末高温合金材料的特殊性,为了保证粉末高温合金轮盘的可靠性,需要修正传统轮盘强度和低循环疲劳寿命设计技术并进行验证。本文设计了亚尺寸结构的粉末高温合金轮盘,并对其进行了计算及分析,最后在试验器上进行了试验验证。该亚尺寸轮盘研制成功对高推重比涡轮盘的研制有重要意义。     

航空发动机高温测量技术

<正>航空发动机高温测量,主要是指对热端部件(燃烧室、涡轮)高温燃气与壁面温度的测量。新型航空发动机为追求更高的推重比,必然提高涡轮前燃气温度。在这种高温环境下工作,发动机的结构故障频发。因此,研究热端部件在高温临界应力下的工作。提高冷却效果,使热端部件能在寿命极限温度下连续工作,都迫切需要对高温燃气温度和热端部件的温度分布进行测量。理论上讲,所有与被测对象温度呈单调关系的可定量测量特性参数,都可用于温度测量,因此温度的测量方法和技术非常多。但考虑到测试空间、测试受感部安     

先进涡轮盘结构强度对比分析

为减小航空发动机涡轮盘应力,减轻质量,提高发动机推重比,介绍了3种先进涡轮盘,即纤维增强涡轮盘、双辐板涡轮盘和整体涡轮叶盘的结构特点和工艺难点,提出其未来的研制设想;应用有限元分析软件对传统涡轮盘与3种先进涡轮盘进行了强度对比分析和质量计算.结果表明:3种先进涡轮盘在强度和质量方面较传统涡轮盘具有优势,突破相应的关键技术后,可应用于未来高推重比发动机中.     

先进高温材料

<正>随着航空发动机推重比的提高,急需发展集轻质、高强韧、耐高温、长时间、抗烧蚀于一体的高温结构材料,以满足愈加苛刻的服役环境。金属间化合物、碳/碳复合材料及陶瓷基复合材料,因具有优异的性能而在高推重比航空发动机领域具有巨大的应用潜力,被视为新一代重点发展的革命性高温结构材料。在可靠性、耐久性、工艺性及性能综合平衡基础上优化重量,实现材料与工艺、结构与     

21世纪航空制造技术将发生质的飞跃——谈高推重比发动机的关键制造技术(下)

静止件制造技术 大型整体构件超薄壁厚精密铸造精密铸造技术对减轻高推重比发动机结构重量和降低制造成本起着极其重要的作用。用精密铸件取代由多个零件组成的组件可以减少零件/连接件数量,节省工时,减轻结构重量。为了提高推重比,高性能发动机的燃气发生器扩压器是采用低密度轻质高温材料γ—Ti3Al合金精密铸造而成的。     

双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展

粉末高温合金由于在高温条件下表现出一系列优越的性能而成为制造高推重比航空发动机涡轮盘等热端部件的首选材料,特别是近年来对具有双晶粒组织的双性能涡轮盘不断深入的研究,使粉末高温合金应用前景更加乐观.本文论述国内外双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展,重点分析在制备中面临的问题,并对国内研制双性能涡轮盘提出建议.     

SiC/SiC复合材料及其在航空发动机上的应用

采用新型的陶瓷基复合材料,可以在满足高温使用要求的前提下,大幅度减轻发动机的重量、降低发动机的复杂程度,SiC/SiC复合材料因其优异的抗氧化性能,能够满足航空发动机长时间使用、轻质、耐高温要求而备受关注,成为高推重比发动机的首选材料。     

第三代单晶高温合金

最近出现的第三代单晶高温合金ＣＭＳＳＸ－１０、ＲｅｎｅＮ６，其蠕变断裂性能比第二代单晶合金高约３０℃。其成分的特点是含铼量高（达６％），含铬量低（约３％）但环境性能良好。据报道，第三代单晶合金已用作研制中的推重比为１０的航空发动机Ｆ１１９的叶片材料。     

Nb-Si金属间化合物基超高温合金研究进展

Nb-Si金属间化合物基超高温合金(Nb-Si基合金)具有高熔点、低密度和良好的加工性能,目标使用温度达到1 200~1 400℃,成为用于新一代高推重比航空发动机热端部件最有潜力的候选材料。主要介绍了北京航空航天大学在Nb-Si金属间化合物基超高温合金领域的研究成果,包括合金化、加工制备技术(电弧熔炼、感应熔炼、定向凝固和粉末冶金)、组织控制与性能表征和热防护涂层材料体系设计与制备技术等。发展了Y2O3坩埚真空感应熔炼和Y2O3模壳精密成型顺序凝固技术,成功制备了涡轮叶片模拟件;发展了Al2O3/Y2O3、Y2O3/Y2O3陶瓷坩埚/模壳液态金属冷却定向凝固技术,实现了Nb-Si基合金的定向凝固组织控制和强韧化匹配;发展了热防护涂层材料体系和制备技术,在合金基体和涂层的高温抗氧化方面均取得了较大的进展。     

高温材料研究进展及其在航空发动机上的应用

随着航空发动机推重比的提高,急需发展集轻质、高强韧、耐高温、长时间、抗烧蚀于一体的高温结构材料,如TiAl系和Ni3Al基金属间化合物、Cf/C复合材料、陶瓷、CMC-SiC复合材料等,以满足航空发动机愈加苛刻的工作环境。简要介绍了适用于高推重比航空发动机的高温结构材料的研究进展、成果、应用现状及存在问题,指出了高推重比航空发动机用高温结构材料是今后的研究目标和发展方向。     

航空发动机的先进涡轮技术(上)

90年代,推重比10一级加力式涡扇发动机研制成功,推重比15～20的发动机预研计划使航空工业进入一个崭新的发展阶段.推重比10一级发动机的涡轮进口温度已达到1580℃～1680℃.美国国防部开展的“综合高性能涡轮发动机技术”(IHPTET)计划和     

定向凝固涡轮叶片合金DZ-22的研究

 定向凝固高温合金DZ-22具有较高的中、高温性能,与定向合金PWA1422相当,可用作航空发动机的涡轮叶片材料。它是以PWA1422合金的成分为基础,通过试验对其中铪、碳的含量作了调整。在定向凝固过程中铸型移动速度对零件柱晶的结晶取向有较大的影响。提高固溶处理温度,可明显提高合金的高温持久寿命,但延伸率稍有降低。在固溶处理前进行一次1150℃的预处理,可提高合金的初熔温度。     

带螺栓的转静盘腔流动数值研究

<正>涡轮是航空发动机的重要高温部件之一。提高航空发动机性能的主要途径就是提高涡轮前温度。现在先进的航空发动机的涡轮前温度超过了大部分现有材料所能够承受的最高温度。因此为了保证发动机的正常使用,研究各种冷却结构和各种冷却方式对涡轮部件的冷却效果有利于提高航空发动机的工作效率。为了有效地冷却高压涡轮盘和转子叶片,往往采用预     

航空发动机的先进燃烧室技术

现代军用航空发动机的推重比已达到了10,甚至更高。为了提高推重比,需重新设计发动机的循环参数、提高总增压比和涡轮进口温度。发动机循环参数优化结果表明,总增压比增加不大,涡轮进口温度将比以前提高不少,即燃烧室的工作压力变化不大,但温升将比目前增加。先进燃烧室的特点先进燃烧室的主要特点是温升高。发动机制造商将高推重比发动机的结构可靠性、耐久性、可维护性和性能列入了同等重要的地位,并要求热端部件的使用寿命大大提高,这就使燃烧室的设计面临严峻的挑战。     

金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶研究进展

金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶(金属骨架陶瓷导叶)耐高温、耐腐蚀、密度小,且韧性好,解决了高温合金难以承受越来越高的涡轮前温度的难题。介绍了金属骨架陶瓷导叶的国内外研究背景,分析了该导叶工程应用的关键技术:认为通过改变陶瓷叶型与金属骨架沿周向的接触方式(柔性接触和点/线接触)可缓解二者的周向热变形协调,尽量减少陶瓷叶型与金属支撑板的刚性接触有益于径向热变形协调;金属与陶瓷基复合材料之间的连接必须解决化学相容性与物理匹配性的问题;探讨了该导叶的力学性能计算及试验验证方法。最后指出了金属骨架陶瓷导叶未来的研究方向。     

航空发动机整体叶环结构的研究进展

高推重比是未来先进航空发动机性能的重要指标,在提高发动机可靠性和维护性的同时,减轻发动机结构重量,提高发动机的结构效率和燃气温度是提高推重比的重要途径.为此,除改进发动机设计方法外,发展和采用先进的轻质高性能材料与高结构效率的整体、轻量化结构是目前主要的发展趋势.     

高温合金涡轮叶片材料的现状与发展

 本文回顾了自1956年以来,近三十年我国航空发动机铸造涡轮叶片的发展历史和现状,归纳了在此期间材料和铸造科研人员提供的铸造高温合金和铸造方法,满足了航空发动机的需要。 在铸造动叶片、空心叶片的陶瓷型芯、弥散强化合金的研究与运用计算机进行质量控制等方面都取得显著的成就。 着眼为将来发展高性能发动机,文中提出研究陶瓷和难熔金属材料以适应下列要求: 1.更高的工作温度 2.更高的表面稳定性 3.更高的力学性能 除了应不怕失败地发展上述材料外,还应考虑高温合金仍是550～1100℃下工作的发动机结构件材料,而且还要使用一段很长的时间。因此,要研究推广计算机的应用。难熔金属模具及真空压铸叶片工艺的改进,将提高叶片质量和代替传统的熔模铸造工艺。