某型发动机压气机叶片磨损故障焊接修复工艺研究

我厂承修的某型发动机压气机阻尼台叶片常出现阻尼台磨损故障,其材料为TC4钛合金,属（α+β）型钛合金,具有良好的力学性能和工艺性能,但高温下活性大,焊接时易产生焊接缺陷。为修复该故障,分析材料的焊接性,对焊接过程进行控制,制定焊接方案,试验和生产表明氩弧焊在一定保护措施下能够较好地完成阻尼台叶片磨损故障的修复。     

钛合金空心点阵超塑成形/扩散连接成形工艺和性能研究

钛合金空心点阵是典型的承载–功能一体化结构,采用单轴拉伸方法,在不同温度、应变速率条件下测定TA15、TA32钛合金的超塑拉伸延伸率,最大延伸率分别达到1450%和950%,后在不同温度、压力条件下进行扩散连接试验。根据超塑拉伸和扩散连接试验,确定了超塑成形和扩散连接（Superplastic forming/diffusion bonding,SPF/DB）的最佳工艺参数为：920℃/1.5～2.0 MPa/2 h,制备了不同构型和几何参数的TA15、TA32钛合金空心点阵结构件。采用平压方法和三点弯曲方法测定了钛合金空心点阵的力学性能,压缩和弯曲强度最大值分别达到23.83 MPa、596MPa,通过有限元和试验分析的方法,研究了几何参数对钛合金空心点阵平压和弯曲性能的影响规律。采用单面加热方法,研究了钛合金空心点阵结构的隔热性能,在400℃/1 h条件下,隔热温差达到276.3～310℃。     

模拟环境下TB12阻燃钛合金燃烧特征与应用设计

采用摩擦试验方法在模拟航空发动机压气机环境下对TB12阻燃钛合金的起燃和扩散燃烧等特性进行了研究。结果表明,TB12阻燃钛合金在摩擦生热作用下会发生燃烧,表现为转静子试验件初始碰磨会引发突然燃烧,局部燃烧烧损使得试验件的高度尺寸减小,但其对扩散燃烧不敏感,燃烧快速停止,未发生类似与TC4钛合金的持续扩散燃烧现象。TB12阻燃钛合金燃烧产物具有较强的黏附性能、较高的强度、润滑功能和导热系数低的特点,黏附在试验件表面可降低摩擦生热量,阻止摩擦热向基体传导,减少了转静子试验件再次引发燃烧的可能性。根据TB12阻燃钛合金燃烧特点,在航空发动机中设计应用于压气机静子叶片,初始碰磨引发TB12阻燃钛合金叶片局部烧损后快速停止,形成的燃烧产物将阻止静子叶片与转子鼓筒直接碰磨,可降低因鼓筒失稳鼓包以及鼓包与悬臂静子叶片碰磨导致航空发动机钛火这一故障风险。     

TB2钛合金电化学机械抛光试验研究

航天器用星箭连接带的材料为TB2钛合金,对表面质量要求严格。提出电化学–电化学机械组合抛光TB2钛合金的方法,通过机械作用控制表面TiCl4黏性层厚度,设计了固结磨料工具阴极,搭建了电化学机械抛光试验系统。开展了不同组合形式的电化学–电化学机械组合抛光优选试验,研究了电压、工具转速、进给速度等工艺参数对组合抛光后表面质量的影响,最后,在电压25 V、工具阴极转速100 r/min、工具阴极进给速度30 mm/min,电化学抛光1次+电化学机械抛光1次组合形式交替加工15次的条件下,获得了表面粗糙度Ra0.031μm、Sa0.082μm的表面。实现了TB2钛合金薄板零件的连续抛光。     

钛合金冷拉深工艺初探

重点介绍了某零件的冷拉深工艺,用一般模具结构在普通冲压设备上室温拉深出了某端环零件,突破了钛合金板材冷拉深的禁区。工艺过程简单,加工成本低,零件质量高。并对取得的相关经验和数据进行了分析和讨论。     

变摩擦控制厚度分布的TC4深筒形件正反向超塑成形

以正反向超塑成形厚度均匀的TC4钛合金深筒形件为背景,采用MARC有限元模拟分析了正反向超塑成形时预成形模和终成形模的表面摩擦系数对成形件壁厚分布的影响.结果表明:合理地增大预成形模的表面摩擦力能显著增加预成形的局部减薄作用,对于提高零件最终壁厚分布均匀性有利.同时,合理减小终成形模的摩擦力,可以使板料褴体变形均匀化,壁厚分布趋于均匀.根据模拟结果,采用机械加工方法增加预成形模表面粗糙度以增大摩擦力,在终成形模表面喷涂润滑剂以降低摩擦力,通过正反向超塑成形实验制得厚度分布在1.50～1.78mm范围内的航天用TC4钛合金深简形件,比普通正反向超塑成形件厚度分布(1.18～2.24mm)有了很大改善.     

激光选区熔化成形技术在航空航天发动机制造领域的研究与应用现状

本文重点介绍了激光选区熔化（Selective Laser Melting,SLM）成形钛合金、镍基高温合金、铜合金等材料体系的研究进展，以及SLM装备与工艺新技术；同时综述了国内外SLM技术在航空航天发动机领域的典型应用；最后在分析现有相关研究和应用的基础上，讨论了SLM技术面临的挑战和未来重点研究方向。     

一种改进标准丝锥加工钛合金的技术方法

本文介绍了在钛合金内螺纹加工过程中,通过对标准丝锥的改进,取得较好的加工方法,改变了加工钛合金内螺纹孔时只依靠外购进口丝锥或利用数控车床车削的加工方法,对钛合金内螺纹孔的加工方法提供了一定的借鉴作用。     

TC4-DT焊接接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展实验及模拟研究

拉剪复合载荷作用下,构件中的裂纹呈现复杂的Ⅰ-Ⅱ复合型扩展模式,研究其扩展规律对准确评估构件疲劳寿命具有重要意义。针对TC4-DT钛合金电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展规律开展研究,设计并加工紧凑拉伸剪切(CTS)试样,通过开展不同加载角度下接头试样的疲劳裂纹扩展实验,得到接头Ⅰ-Ⅱ复合型裂纹的a-N曲线及疲劳裂纹扩展路径。在上述基础上引入Ⅰ-Ⅱ复合型等效应力强度因子并结合Paris公式建立TC4-DT电子束焊接头Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹扩展速率方程。采用扩展有限元法(XFEM)对复合型疲劳裂纹扩展过程进行数值模拟研究,得到不同加载角度下的扩展规律,并与实验结果进行比较。结果表明:不同加载角度下Ⅰ-Ⅱ复合型疲劳裂纹开裂角模拟值与实验结果误差均在10%以内,并且扩展路径均与实验结果吻合;XFEM能够有效预测复合型疲劳裂纹扩展路径。