考虑局部应力效应的轮盘子午面破裂转速预测

平均应力法用于航空发动机轮盘破裂转速预测时结果一般偏大,对于带螺栓孔的轮盘破裂转速预测误差更大。考虑局部应力效应对平均应力法进行修正,引入修正因子来表征轮盘子午面平均周向应力和危险部位局部应力对轮盘破裂转速的加权影响。通过开展典型轮盘材料GH4169的光滑试样和缺口试样拉伸试验,并开展了两件模拟盘破裂转速测量试验,得到修正因子与缺口强度比的关系,然后同时采用这两种方法对某涡轮盘的破裂转速进行了预测,并开展了验证试验。试验结果表明:平均应力法预测结果偏大,误差达到了9.4%,而考虑局部应力修正后,预测值仅略低于试验值,误差仅2.67%。考虑局部应力效应的轮盘子午面破裂转速预测方法简单可靠,具有较高的工程实用价值。      

基于气体动理学方法的多尺度稳态热辐射计算

随着航空发动机燃烧室内燃气温度的提升,高温区域的热辐射问题将会变得更为重要,同时由于高温气体辐射导致辐射特性的剧烈变化,将会呈现出多尺度的现象,增加了辐射计算的难度。文章通过稳态离散统一气体动力学格式（SDUGKS,Steady Discrete Unified Gas Kinetics Scheme）的思路实现稳态辐射问题的求解,SDUGKS格式通过特征线差分离散的方法实现单元界面的重构,通过某种迭代格式来实现单元数据的更新,这一过程实现了对网格内部的辐射特性的有效模拟,该过程可适用于任何具体的辐射尺度。因此就可以在任意网格条件下实现多尺度问题的计算。文章引入了修正的延迟修正法（Deferred-correction,DC）实现单元数据更新,对单一尺度和多尺度问题进行了计算,在单一尺度问题中,验证了SDUGKS格式求解稳态辐射问题的正确性,进一步构造多尺度问题进行求解,论证了SDUGKS在多尺度问题计算中的渐近保持性质和准确性。     

GH2909 合金锻件缺口持久敏感性试验与分析

针对低膨胀高温合金GH2909锻造及热处理后锻件持久性能不合格问题,确定合适的热加工工艺参数及合理的工艺方 法,改善其锻件缺口持久敏感性,对该合金采用不同的锻造工艺和热处理制度进行试验,观察显微组织和检测室温及高温性能。 结果表明：控制锻件热料回炉不低于900 ℃,模具预热;锻件预热时间系数控制在0.6～0.8 min/mm 范围,加热时间系数控制在 0.4～0.6 min/mm范围;当第一步锻造和最后一步锻造的加热温度分别为1050 ℃和1000 ℃时,变形量增加可使GH2909 合金的显 微组织细小且分布均匀;2次固溶+2段式时效热处理制度对GH2909 合金组织析出物有明显影响,并使室温和高温拉伸强度提高。 锻件合格率由6.25%提高到90%以上。     

基于齿廓修形的锥齿轮再制造技术

锥齿轮是航空发动机传动系统中的重要组成部分,在使用过程中容易产生齿面磨损、齿面点蚀、齿面剥落、齿面胶合等故障。文中分析了锥齿轮故障原因及再制造可行性,构建了锥齿轮的再制造判别标准,制订了以齿廓修形技术为核心的锥齿轮再制造工艺方法。通过检测渗碳层深度、硬度,试验验证,齿轮装配检查,台架试车考核表明：再制造的锥齿轮渗碳层深度、显微硬度符合设计要求,齿轮啮合间隙、着色印痕以及试车后齿面金属印痕均符合技术要求,装机试用的锥齿轮传动平稳,啮合性能好,产生的振动和噪声小。再制造成本仅为新品的11.3%,节能效果为86%,节材78%,取得了显著的经济和社会效益,具有广阔的应用前景。     

考虑应力梯度影响的多轴缺口疲劳寿命预测

给出了几种典型拉-扭加载路径在新定义主坐标系下的π平面投影路径,并基于π平面投影路径提出了一种新的多轴疲劳损伤参量;考虑材料多轴加载的非比例附加强化效应,提出了一种非比例附加强化系数的预测方法和非比例度的定义方法;进一步考虑缺口试样多轴加载下的拉-扭应力梯度分布,结合有限元弹性分析的结果,提出了一种考虑多轴效应的等效应力梯度因子,从而发展了一种新的考虑应力梯度影响的多轴缺口疲劳寿命预测模型,并选用GH4169合金650℃下的多轴缺口疲劳试验结果对所提出的寿命模型进行验证。结果表明:①所提出的多轴疲劳损伤参量有明确的物理意义,不仅适用于多轴疲劳,也适用于单轴疲劳;②所提出的等效应力梯度因子仅需通过弹性有限元分析确定,适合工程实际应用;③新的寿命预测模型对GH4169材料多轴缺口疲劳试验的寿命预测结果较好,基本位于2倍分散带以内。      

航空发动机叶片叶缘随形磨抛刀路规划

航空发动机叶片是整机核心零件,其制造量占到30%以上。叶片叶缘具有大弯扭复杂曲面、薄壁圆角半径微小渐变、精度要求苛刻等特征,末端工序磨抛的精度和品质直接决定整机的性能与寿命。人工仍然是叶片叶缘磨抛的主要手段,然而粉尘危害健康、经验依赖性强、零件一致性差等不足决定了自动化磨抛是必然趋势。叶片叶缘自动化磨抛多采用砂轮横磨或纵磨的刀路规划方式,存在刀路不连续且分行密集、力控制困难等不足,易造成叶缘局部过切,难以保证圆角轮廓创成。为此,建立了砂带包络叶缘的螺旋进给力控磨抛工艺,提出了面族与复杂曲面高阶切触的随形磨抛路径规划方法,实现了叶片叶缘的宽行高效磨抛。首先对叶缘区域进行横磨刀路规划,然后依照圆弧拟合曲线原理进行高阶切触式包络段再规划,最后进行横纵混合磨抛路径规划实现螺旋式连续进给。针对航空发动机叶片开展仿真和实验验证,结果表明所提出的方法相比于传统的横磨或纵磨方法,可将刀触点减少78.8%,轮廓精度由-0.06~+0.07 mm提高到-0.015~+0.05 mm,表面粗糙度由R_a>3.2 μm提高到0.175 μm,并且有效保证了叶缘轮廓形状,避免了过切现象。     

缺口半径对疲劳寿命影响的有限元分析

针对Mod.9Cr-1Mo铁素体钢缺口件进行了非比例应变路径低周疲劳试验,采用直流电位差法测量裂纹萌生寿命,比较了缺口半径和应变路径对疲劳裂纹萌生寿命的影响.试验结果表明:缺口件裂纹萌生寿命占疲劳寿命的比例与应变路径和缺口半径相关.采用ANSYS软件进行模拟计算,材料弹塑性特性采用von Mises屈服准则、多线性运动硬化律和单轴循环应力应变曲线描述.模拟结果表明:各应变路径下缺口根部处产生了明显的应力集中,等效应力最大值均发生在缺口根部处,随着离缺口根部距离的增加,应力随之而降低.但不同缺口半径下,离缺口根部不同距离处的应力梯度变化趋势随应变路径不同而不同.基于模拟结果,采用Smith-Watson-Topper(SWT)模型进行疲劳寿命预测.结果表明SWT模型针对大缺口半径的预测结果较好,大部分点位于2倍分散带内,但针对小缺口半径预测结果普遍偏低.      

航空修理企业ERP项目实施风险分析及控制

本文分析了航修企业ERP项目的特点及发展趋势,对航修企业实施的风险因素给予概括,并针对其风险因素提出风险管理步骤,给出了ERP项目实施的风险管理控制方法。     

基于有限元法的金属材料静强度破坏准则应用研究

根据1种基于有限元法的金属材料静强度破坏准则,设计了2种净截面积相同的缺口试件,用弹塑性、大应变、大变形的非线性有限元方法对试件在静载荷作用下的破坏载荷进行了计算,并进行了试验验证。计算结果与试验结果相比误差很小,很好地验证了基于有限元法的金属材料静强度破坏准则。     

基于数值模拟的内斜齿轮成形磨削 砂轮修形方法

针对内斜齿轮数控成形磨削中较难解决的磨削干涉问题,研究了内斜齿轮成形磨削的砂轮修形方法.在建立内斜齿轮成形磨削数学模型的基础上,用截圆法得到磨削内斜齿轮时砂轮与齿槽接触点所满足的条件方程组,通过牛顿迭代法解此方程组求出砂轮廓形.用数值法模拟出所求砂轮的实际磨削齿形并与理论渐开线齿形作比较,以检验磨削是否干涉及砂轮半径和安装角的选取是否正确.基于 Visual C++ 6.0 编制内斜齿轮砂轮修形及误差分析软件,通过仿真正确选择砂轮安装角、砂轮半径,并输出数控砂轮修整程序.最后通过磨削和检测实例,验证了理论的正确性和软件的可行性.