温度和压力对低热值燃料层流燃烧特性的影响

为阐明低热值燃料在燃气轮机工况下的燃烧特性,在定容燃烧弹中测试了初始压力分别为0.10、0.15、0.20 MPa,初始温度分别为303、353、403、453 K,当量比范围为0.8~1.6,体积分数为7% H₂、21.72% CO、21.45% CO₂、49.83% N₂的高炉煤气层流燃烧速度,并采用Gri-Mech 3.0化学反应机理对其进行了数值模拟。实验和模拟均发现,低热值燃料的层流燃烧速度随着初始压力的降低而增高,随着初始温度的增加而升高,且层流燃烧速度随温度和压力并非呈现单调性的变化规律,并在实验工况范围内对层流燃烧速度进行了温度和压力拟合。通过敏感性分析发现:主要的正向促进反应为R99、R46,主要的逆向抑制反应为R45、R36,层流燃烧速度受高活性自由基的影响,与链终止反应与链分支反应关于高活性自由基的竞争有关;随着初始压力的降低和初始温度的升高,高活性自由基摩尔分数增大,从而导致层流燃烧速度升高。      

JG4246A高温合金尾喷管密封片裂纹机理分析

针对由Ni3Al基JG4246A高温合金精铸的航空发动机尾喷管密封片在工作后出现的裂纹故障,通过开展密封片外观检 查、裂纹断口分析、组织检查、化学成分分析、组织和再结晶热模拟试验等,对裂纹的性质和产生机理进行了分析。结果表明：密封 片的裂纹性质为以热应力为主导致的疲劳裂纹,起源于密封片表面的再结晶层。密封片边缘局部温度超过材料允许使用温度,使 其表面产生再结晶,在热应力作用下再结晶逐渐开裂形成微裂纹;局部超温也引起基体组织转变,降低了基体本身的高温性能,并 促进裂纹逐渐向基体扩展,最终形成宏观裂纹。为避免类似故障再次发生,建议进一步优化密封片结构,改善温度场温度梯度,降 低工作温度;增加去应力退火工艺,以降低构件的残余应力。     

考虑几何特征与载荷敏感性的航空发动机结构件疲劳寿命预测模型

为了分析几何特征和载荷因素对几何复杂结构疲劳寿命预测的影响,给出了结构损伤区的定义方法,通过引入几何特征因子和疲劳权函数表征几何特征对疲劳寿命的影响,定义了载荷敏感性因数表征载荷因素对疲劳寿命的影响,以临界距离理论为基础,结合有限元分析、Origin函数拟合及Matlab程序等多种工具,发展了一种考虑结构几何特征与载荷敏感性的缺口疲劳寿命预测模型,并将该模型用于TC4、GH901和DZ125合金的缺口试样低循环疲劳寿命预测,结果表明:对于不同几何特征、不同载荷大小和不同材料等多种情况,寿命的预测值与试验值基本在2倍分散带之内,预测精度较为理想且高于多种现有其他方法,验证了该预测模型具有可行性和优越性。     

三维裂纹混合型应力强度因子的测定

测定三维体内部裂纹前沿应力强度因子的分布，可搞清裂纹扩展规律，进行飞机结构的损伤容限设计，将反射焦散线法与应力冻结、解冻技术相结合，使焦散线法能够用于测量三维体裂纹尖端应力强度因子的分布，并综合使用光弹法和焦散线法和三维体裂纹混合型应力强度因子进行实验测定及分离。     

直升机动部件断裂谱的编制方法研究

对直升机动部件断裂谱编制方法进行了系统的研究。提出用裂纹扩展寿命控制方法进行低载截除；用分段裂纹扩展速率表达式进行当量折算的方法。并通过实例验证了该方法的可行性，使直升机动部件的断裂谱频数锐减、试验时间与经费明显减少。     

国产HTPB复合推进剂裂纹扩展特性的实验研究

依据Ｓｃｈａｐｅｒｙ Ｒ Ａ＾（１）的粘弹性断裂理论，对国产ＨＴＰＢ复合推进剂进行了Ｉ型裂纹扩展实验。分析了裂纹扩展的特性，表明裂纹扩展开始时存在临界应力强度因子ＫＩｃ。得出该型推进剂裂扩展速率ｄａ／ｄｔ与应力强度因子Ｋ１间的幂函数关系式。讨论了该推进剂材料断裂能Г与裂纹扩展速率的关系。     

飞机结构设计阶段估算谱载下裂纹扩展模型参数的优化方法

提出在短周期谱载荷下,飞机结构设计阶段,裂纹扩展模型ｄａ／ｄｔ＝Ｑａｂ参数的估算法,此法可以依据材料参数、载荷谱和结构的几何特征使用优化设计方法计算。     

典型层板冷却结构热疲劳破坏特性研究

针对三种不同形式的典型层板冷却结构,设计加工了高温合金材料试验件.模拟涡轮冷却叶片在实际发动机中的高温工作环境,通过冷热循环加载方式试验研究每种层板冷却结构的热疲劳寿命,分析其破坏部位及破坏原因,并与数值计算结果进行了对比.结果表明:层板冷却结构热疲劳裂纹出现在排气板气膜孔附近,并沿气膜孔纵向扩展,内表面扩展程度大于外表面.在三种层板冷却结构中,211型层板冷却结构热疲劳寿命最低,161型和141型层板冷却结构热疲劳寿命相当.     

双基推进剂的切口强度及切口敏感性

为了获取双基推进剂的切口强度及切口敏感性,在环境温度为(20±1)℃,应变率为10-4 s-1条件下,进行了双基推进剂板条状双边U型切口试件及标准试件的单轴拉伸试验.结果表明:在一定的范围内,双基推进剂的切口强度随着切口试件的应力集中系数的变化而变化.当应力集中系数小于切口敏感因子(1.99~2.22)时,板条状双边U形切口试件的切口强度受应力集中系数影响不大,近似等于材料的抗拉强度,材料对切口不敏感.用标准试件单轴拉伸的试验结果对双基推进剂的切口强度及切口敏感因子进行预测,预测结果与试验结果较吻合,验证了这种预测方法的有效性.     

考虑表面加工缺陷的轮盘疲劳寿命分析方法

为了将表面加工状态引入零构件概率寿命分析中,提出并建立了考虑表面加工缺陷的轮盘疲劳寿命分析方法。将孔的表面加工缺陷简化为表面裂纹和/或角裂纹,导出裂纹深度密度函数;借助裂纹应力强度因子经验公式及有限元分析,提出轮盘孔边裂纹应力强度因子计算的推广经验公式方法。建立了3种考虑表面缺陷尺度分布时轮盘概率寿命计算方法。以钛合金盘为例,在获得的表面缺陷分布条件下,计算了给定寿命的轮盘疲劳寿命失效概率及故障率。仿真结果表明:采用该方法可以将表面加工缺陷对疲劳寿命的影响引入构件寿命评估体系。