加工表面完整性对GH33A高低周疲劳寿命的影响

 <正> 切削加工表面完整性,如表面粗糙度、表面残余应力和表面加工硬化,对高温合金零构件的疲劳性能有很大影响。以往主要集中于对高周应力控制疲劳影响的研究,然而,实际应用中许多零构件都需要有关应变控制低周疲劳性能的试验数据。“在航空发动机结构完整性研究”中就提出了加工表面完整性对涡轮盘低周疲劳寿命影响的研究。为此,本文研究了GH33A高温合金在常、高温条件下,不同加工表面质量对其高周和低周疲劳寿命的影响,以便为新型发动机涡轮盘的设计提供依据。     

粉末冶金涡轮盘破裂转速分析与验证

结合改进前粉末冶金涡轮盘的破裂情况、断口分析和破裂转速分析方法,从提高总体强度、降低局部应力和应变、降低残余变形、控制加工工艺等方面,采取增大倒圆、增加辐板厚度等方法对粉末合金涡轮盘进行了结构和工艺上的改进。通过对比分析改进前后涡轮盘的局部应力应变、整体屈服强度储备和残余变形,及后续的涡轮盘破裂转速试验均表明,本文采取的改进措施效果明显,能显著降低破裂位置处的局部应力、提高径向屈服强度及降低盘缘残余变形。     

人工槽模拟GH4169涡轮盘表面裂纹缺陷的微磁检测

针对航空发动机涡轮盘表面裂纹缺陷,提出一种地磁场环境下的微磁无损检测(NDT)方法。磁化试验测得了广泛使用的镍基高温合金GH4169材料的磁化特性曲线,通过磁性分析,证明该材料的相对磁导率略大于空气的相对磁导率,为弱顺磁性物质。理论分析了微磁检测适用于涡轮盘试件的检测原理和缺陷处的磁异常特征,通过对预置人工槽缺陷的涡轮盘试块进行检测,验证了理论分析的正确性。检测结果表明,随着涡轮盘表面裂纹宽度和深度的增加,磁异常的宽度和峰值也相应增加,裂纹宽度相同时,深度越深,或者说深宽比越大,磁异常越明显,且裂纹产生的位置对定位精度存在一定的影响。该微磁检测方法为涡轮盘表面裂纹缺陷的有效检测提供了新的思路,能进一步推广应用于飞机发动机的其他部件,如转子叶片、涡轮轴等,以及飞机机身上具有相似磁学特性的材料的无损检测。     

粉末合金轮盘关键部位多圆弧转接降应力研究

为了验证某型航空发动机粉末合金涡轮盘低循环疲劳寿命,在旋转试验器上进行了涡轮转子的低循环疲劳寿命试验。在试验过程中有轮缘凸块和配重块断裂飞出,导致试验失败,得出该低循环疲劳试验故障的主要原因是裂纹起始部位的局部应力偏高。通过建立故障部位的单圆弧、双圆弧和3圆弧局部模型进行有限元计算,研究了转接圆角处的应力与转接圆角半径的关系。研究结果表明:采用3圆弧转接方法对粉末合金涡轮盘寿命考核部位进行改进设计是最佳方案,降低了轮盘考核部位应力,提高了轮盘寿命,并通过了试验验证。     

航空发动机高温合金涡轮盘抗疲劳制造评价方法研究

针对航空发动机高温合金涡轮盘的机加及喷丸强化表面,使用金相显微分析、X射线残余应力检测等实验技术手段,研究了高温合金涡轮盘的表面微观表征及评价方法、力学表征及评价方法。结果表明:(1)机械加工表面微观形貌主要包括:变形层、应变线、皱折、拉扯和白层等特征;喷丸表面微观形貌为表层组织剧烈变形、晶格扭曲和双向交滑移;(2)喷丸后表面残余压应力处于725~850MPa范围内;(3)深度为0.02mm的表面划痕对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响较小,深度≤10μm的表面变形层对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响不明显。     

涡轮盘低循环疲劳寿命预测方法与流程

发展了一种涡轮盘低循环疲劳寿命预测方法及流程,其重点在于材料疲劳参数的确定、考虑多重影响因素的疲劳寿命预测方法,及涡轮盘结构的寿命预测,并以GH901合金涡轮盘为例进行了分析。结果表明:所发展的寿命预测方法及流程,可保证材料疲劳参数,同时具有明确的物理意义和良好的数值准确性;采用考虑梯度影响的疲劳寿命预测方法,在较少试验和计算量的基础上,考虑平均应力、应力梯度和尺寸效应的影响,对GH901合金缺口试样和实际涡轮盘试验件的疲劳寿命预测均较为理想,在2倍分散带以内。     

涡轮盘销钉孔损伤容限分析新方法及其应用

本文提出温度及离心载荷作用下三维构件损伤容限分析方法。该方法采用新型双重边界元法分析温度及离心力载荷作用下的涡轮盘三维裂纹应力强度因子 (SIF) ,并结合 Paris公式及 Euler法获得涡轮盘销钉孔边裂纹扩展形状及裂纹扩展寿命 ,进而采用二次估计方法获得涡轮盘裂纹扩展寿命修正值。利用新型双重边界元法分析了销钉载荷、温度场、裂纹形状对轮盘孔边三维裂纹应力强度因子的影响 ,并对以往涡轮盘销钉孔边裂纹扩展寿命分析工程方法的近似性进行了讨论。文中算例表明采用本文方法分析复杂载荷三维裂纹扩展寿命具有效率高、建模方便的优点。     

某型发动机第Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳试验研究

为了通过地坑式旋转疲劳试验器确定某型发动机第Ⅰ级涡轮的技术寿命,根据给定的该涡轮盘的标准循环载荷谱,对该涡轮盘进行了应力分析,确定了在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处是危险区域（简称为考核部位）为模拟标准循环时盘在该考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳考试器上进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：低循环疲劳试验至第7087次循环时,在该盘预计的考核部位出现了长26mm的裂纹。断口分析表明：可以定该盘试验低循环疲劳失效寿命为7087周,试验低循环疲劳裂纹起始寿命为3493周,试验低循环疲劳裂纹扩展寿命为3594周。     

粉末冶金涡轮盘的应用及寿命研究

介绍粉末冶金轮盘在国外的实际应用情况。以美国Ｒｅｎｅ９５粉末冶金涡轮盘为例，综述了国内外对粉末冶金盘合金材料力学特性、疲劳寿命、裂纹扩展特性研究的成果，并对涡轮盘的应力分析技术以及寿命研究发展进行了评述。提出了我国粉末冶金涡轮盘寿命研究的重点和方向。     

FGH96粉末高温合金涡轮盘淬火过程界面换热系数的研究

以试验方法研究了FGH96粉末高温合金涡轮盘在空冷、风冷和油淬等条件下的表面换热行为,进而反算求解得到了界面换热系数,并将其应用到实际盘件热处理过程的数值模拟当中。结果表明,油淬条件下的界面换热系数远大于其他两种冷却方式,其最大值约为空冷换热系数最大值的10倍。现有工艺适合文中涡轮盘的热处理,淬火应力低于材料对应温度的屈服强度。     

某型发动机高压涡轮叶片进排气边积炭去除工艺研究

某型发动机高压涡轮叶片进排气边需要进行着色探伤,以检查叶片有无裂纹,但进排气边的砖红色附着物直接影响着色探伤结果的准确性。因此在对现有除积炭工艺方法调研分析的基础上,提出采用果核吹砂法去除叶片进排气边的积炭,并通过试验验证了此方法的有效性和可靠性。     

单晶叶片基体表面微裂纹成因分析

单晶高温合金是制造先进航空发动机涡轮叶片的主要材料，其优异性能主要来源于消除了与主应力轴垂直的晶界，而 单晶材料中如果出现再结晶会显著降低其高温力学性能。为探究发动机单晶涡轮导向叶片试验后在叶身前缘下缘板R区产生裂 纹的原因，利用视频显微镜、金相显微镜和扫描电镜等手段对裂纹截面组织进行宏、微观分析，明确了R区的宏观裂纹为抗氧化涂 层裂纹，宏观裂纹附近的叶片基体存在由于叶片表面胞状再结晶晶界开裂所引起的微裂纹。结果表明：单晶叶片表面产生胞状再 结晶主要与叶片抛光、吹砂等修整过程中引入的塑性变形及后续的钎焊工艺有关；抗氧化涂层的开裂促进了胞状晶晶界的开裂； 通过对导向叶片的多个截面组织进行对比分析，发现高温能够加速胞状再结晶的晶界开裂。     

DD6 单晶合金涡轮转子叶片裂纹与内腔等轴晶成因研究

为排除某航空发动机DD6单晶合金涡轮转子叶片振动试验过程中出现异常裂纹的故障,开展了裂纹外观检查、断口宏观和微观形貌分析、表面检查、解剖分析、显微组织检查、成分分析及应力分布计算等工作,对故障叶片失效原因及内腔局部区域的等轴晶成因和机理进行研究。结果表明:DD6单晶合金涡轮转子叶片裂纹性质为高周疲劳,裂纹过早萌生与叶片内腔存在等轴晶有直接关系,且附近存在无枝晶的异常组织也促进了疲劳裂纹的萌生及扩展。同时,等轴晶在叶片使用之前已存在,是由于内腔工艺孔处的高温合金焊料遗留,高温真空焊接时形成易形核质点。建议加强对叶片内腔生产质量的控制,并对叶片内腔工艺孔附近危险部位进行严格检查,避免此类故障再次发生。     

粉末高温合金超塑性等温锻造技术研究

对FGH96合金超塑性及等温锻造工艺进行了研究,结果表明,FGH96合金经晶粒细化处理后,在1020～1100℃,具有良好的超塑性;FGH96合金超塑变形时流变应力比热等静压后直接变形时显著降低,在1050℃以1×10-4s-1进行恒应变速率压缩变形,其流变应力只有60MPa左右;将FGH96合金超塑性变形应用于大型涡轮盘的等温锻造,使小设备超塑性等温锻造大型涡轮盘锻件成为可能.     

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。     

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。      

基于安全寿命法的高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验

基于英军标Defence Standard 00971对盘类零件的安全性要求,采用安全寿命法对某型发动机高压涡轮盘的低循环疲劳寿命试验进行了研究.通过有限元法对发动机工作条件下的高压涡轮盘进行了应力分析,考虑了温度场对应力分布的影响,按照Defence Standard 00971的要求确定了高压涡轮盘的关键部位及其标准循环,制定了高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验方案,给出了基于试验结果确定高压涡轮盘安全寿命的方法.分析表明:中心孔和螺栓孔的应力系数分别为1.0和1.017,均在合理范围内;提高高压涡轮盘转速同时截短涡轮叶片的试验方法能有效模拟热应力对寿命的影响,对高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验具有重要指导意义.      

某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究

为了确定某Ⅰ级涡轮盘的技术寿命,根据该盘的标准循环载荷谱,对该盘进行了应力分析,确定在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处为考核部位。为模拟标准循环时该盘在其考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳试验器上,对该Ⅰ级涡轮盘的一个旧盘进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明：该旧盘低循环疲劳试验至第６０４７ 次循环时,有５ 个销孔考核部位出现了裂纹。断口分析表明：该旧盘剩余的试验低循环疲劳失效寿命为６０４７ 周     

航空发动机涡轮盘轮缘凸块塑性变形失效分析

针对某航空发动机在工作过程中发生的涡轮盘轮缘凸块局部异常塑性变形故障,对故障涡轮盘进行失效分析。在此基 础上,通过开展无应力及附加应力的加热模拟试验,总结了GH4169合金组织中δ相的3种析出形貌,以及加热温度、时间、应力3种因素对δ相析出的影响规律。通过对比硬度测试及温色试验结果,明确了GH4169合金试样在700 ℃以下组织和硬度无明显变化,但颜色变化明显;在700 ℃以上,随着δ相析出量的增加其硬度不断减小,而颜色却几乎无变化。结果表明：故障涡轮盘轮缘凸块部位的塑性变形是由于发动机工作过程中超温引起的,故障部位的实际工况达到了约750 ℃、100 h左右的超温。落实改善涡轮盘轮缘的冷却环境、提高涡轮部件加工及装配精度的改进措施后,涡轮盘通过了首翻期加速模拟、经起飞状态摸底和适航状态长时试车验证,无类似故障再次发生。     

航空发动机涡轮盘裂纹扩展分析

在计算分析含有角裂纹等厚空心盘应力强度因子基础上,针对某涡轮盘螺栓孔周向应力最大处建立孔边角裂纹的有限元模型;利用J积分法,计算得到不同尺寸裂纹前沿的应力强度因子;采用2自由度法描述扩展过程中裂纹前沿形状的发展,对角裂纹引起的轮盘裂纹扩展过程进行了有限元模拟;最后得到涡轮盘的裂纹扩展寿命。