粉末冶金镍基高温合金FGH96高温疲劳寿命分散性特征

通过宽载荷水平大子样试验研究了缺陷对粉末冶金镍基高温合金FGH96的疲劳寿命分散性的影响,获得FGH96在宽载荷水平下的疲劳寿命分布特征.通过扫描电镜对疲劳失效断口进行统计分析,揭示缺陷在不同载荷条件下的作用.结果表明:①FGH96中导致疲劳失效的缺陷主要为非金属夹杂;②在高应力水平下（1200,1100MPa）下,导致表面萌生裂纹的夹杂是最差疲劳寿命的主导因素,使得疲劳寿命分散性较大;③在中间应力水平（1000MPa）下,在材料内部萌生裂纹的夹杂并不影响疲劳寿命的分散性;④在低应力水平（900MPa）下,疲劳破坏均萌生于内部,在材料内部夹杂处萌生的裂纹并不影响疲劳寿命的分散性.因此,在高应力水平下的寿命预测需要考虑缺陷信息.      

基于热传导反问题结构表面温度辨识

结构表面温度是飞机热试验的重要参数。将热传导反问题技术引入飞行试验辨识结构表面温度,建立了飞机薄壁结构换热模型,提出了温度辨识算法,并进行了飞行实测验证。结果表明,该方法具有一定的工程应用价值。     

喷射成形7055铝合金热变形行为模拟

为研究喷射成形7055铝合金的热变形行为,在应变速率为0．001～5 s －1、变形温度为300～450℃、工程应变量为50％条件下,在 Gleeble-3500热-力模拟试验机上进行热压缩实验。结果表明：喷射成形7055铝合金的流变应力随应变速率的增大而增大,随变形温度升高而减小。在应变速率为5s －1时由变形热引起的温升达25℃,经修正流变应力比实测值增高20 MPa。采用包含 Z 参数的 Arrhenius 双曲线正弦本构方程可准确描述喷射成形7055铝合金的热变形流变应力行为,变形激活能为146．91 kJ·mol －1。所建本构方程的平均相对误差（Er ）为2．89％,说明可准确预测喷射成形7055铝合金的热变形流变应力。     

变形温度及变形量对挤压态FGH96合金晶粒异常长大的影响

基于楔形试样等温锻造试验,采用Deform-3D模拟软件,模拟确定了楔形试样中不同位置的变形量,研究了不同变形温度和不同变形量对挤压态FGH96合金晶粒异常长大的影响。结果表明：在压下速率0.04 mm/s的平模镦粗试验条件下,挤压态 FGH96合金出晶粒异常长大的临界变形温度为1100℃,临界变形量为2%;1000~1070℃锻造变形时,合金不易发生晶粒异常长大,但也有“临界变形量”特征,变形量5%~10%区域晶粒平均直径最大;选择15%及以上的变形量,可以避免晶粒异常长大,并获得均匀细小的晶粒组织。     

先进树脂基复合材料在航空发动机上的应用及研究进展

随着先进树脂基复合材料在航空发动机上用量的增加和应用范围的扩大,航空发动机部件对材料本身的性能要求也越来越高。从不同种类树脂基体方面综述了近些年航空发动机各部件上先进树脂基复合材料的应用和耐高温性能的研究进展情况,提出了未来的可能发展趋势。     

轻型燃气轮机燃烧室NOx 排放估算

为了解决NOx排放预估问题,应用数值模拟方法研究轻型燃气轮机燃烧室NOx排放规律。将数值分析结果与文献中经验公式计算数据进行比较与分析,验证数值方法的准确性;基于进口压力、空气质量流量、主燃区温度3个参数拟合NOx排放预估公式。结果表明:数值模拟得到的NOx排放值与文献中经验公式计算出的符合度较高;结合数值计算结果得到的NOx排放预估公式;该公式能有效反映上述3个参数对NOx排放的影响;采用验证后的高精度数值模拟方法建立的NOx预估模型所得结果具有一定的科学性及可靠性,并可降低试验成本。     

某型航空活塞发动机调贫阈值的实验测定

基于某型航空活塞发动机在运行中因过度调贫而导致大量排气门烧蚀的现象,为控制调贫幅度获取便于工程实践操作的安全调贫阈值,通过测量排气门密封面附近气门体的实际运行温度,获取了该型发动机上气门运行温度与排气温度之间的对应关系,解决了以排气温度(EGT) 为参变量间接衡量气门体实际运行温度的工程问题。结果表明:利用该对应关系在确保排气门密封面上保护膜不被破坏的前提下得出该型发动机上安全调贫阈值为排气温度为732℃,经70000飞行小时的实践验证表明此阈值可靠。     

某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。     

某型航空活塞发动机排气门积铅机理

针对某型航空活塞发动机在含铅汽油条件下因排气门积铅而出现严重的气缸压缩性衰减问题,通过对排气门上沉积物的微观形貌及成分分析,结合该型发动机的结构设计和实际运行环境分析这种排气门沉积物的形成机理.研究表明:空中慢车时排气门运行温度过低是导致污染物在排气门上沉积的根本原因,而空中慢车时的螺旋桨风车因素和该型发动机燃油系统设计特性是导致排气门运行温度过低的主要原因。据此提出将螺旋桨风车转速降低200 r/min和小功率调贫控制排气温度在427 ℃以上等提高气门运行温度的方案,经实际运行测试有效。     

电弧放电等离子体激励控制超声速压气机叶栅激波/边界层干扰仿真研究

为研究电弧放电等离子体激励对超声速压气机叶栅激波/边界层干扰的控制作用,建立了模拟等离子体激励作用效果的唯象学模型,进一步以ARL-SL19超声速叶栅为对象,通过数值仿真研究了电弧放电等离子体与叶栅通道内部流动的相互作用及其对叶栅流动损失的影响。结果表明:等离子体唯象学模型能够较好模拟电弧放电等离子体诱导产生冲击波的气动特性。电弧放电等离子体激励对叶栅通道内部流动主要具有三种作用效果:在放电区,注入的热量会产生阻塞效应,增加近壁面气流的流动损失;在激波/边界层相互作用区,能够改变激波系结构,减小激波损失;在尾迹区,冲击波会诱导产生脱落涡。