增材制造技术在航空发动机中的应用及发展

随着增材制造技术的不断发展,在航空航天领域的研究与应用越来越广泛。本文主要介绍了增材制造技术在航空发动机中的发展现状以及应用前景,分析了目前增材制造技术的不足。

惯性摩擦焊在商用航空发动机中的应用与研究现状

惯性摩擦焊作为一种典型固相焊接工艺,因其优异的焊接工艺性能,已广泛应用于国外先进航空发动机的风扇、压气机及涡轮等核心转动部件的焊接制造,代替了原始的螺栓连接结构,有效降低了制造成本,并减轻了发动机质量,提高了推重比。目前,国内外学者针对航空发动机用钛合金、高温合金及粉末高温合金的惯性摩擦焊接工艺和数值模拟等技术进行了一系列研究,通过分析总结国内外研究和应用现状,指出国内外在惯性摩擦焊技术方面的差距,以推动国内加快惯性摩擦焊接技术的研究工作,提升惯性摩擦焊接技术研究水平,支撑先进航空发动机的研制。

TC4激光立体成形显微组织对超声参量的影响

以TC4钛合金激光立体成形件及锻件为研究对象,采用不同热处理制度对TC4钛合金激光立体成形件进行处理得到不同的热处理组织,并采用超声波无损检测方式获得超声波纵波声速和衰减系数,明晰超声参量和显微组织的相互作用机理。结果表明,不同的显微组织具有不同的超声波纵波声速和衰减系数;相比超声波纵波声速而言,衰减系数对TC4钛合金激光立体成形显微组织的变化更为灵敏。

TC4合金激光立体成形孔洞类缺陷的超声检测

以TC4钛合金激光立体成形件为研究对象,探讨其内部、表面及近表面孔洞类缺陷与超声波的相互作用关系。研究结果表明,在相同检测条件下,对于TC4钛合金激光立体成形件中同深度不同孔径的长横孔缺陷,超声反射波幅值随长横孔直径的增加而增加;对于成形件中同孔径不同深度的长横孔缺陷,超声反射波幅值随长横孔所在深度增加而减小;利用5PФ8纵波直探头,能发现激光立体成形TC4钛合金中0.6 mm大小的孔洞类缺陷;超声表面波沿深度方向发现TC4钛合金激光立体成形件中槽型和孔型缺陷的能力均小于4 mm,且孔型缺陷比槽型缺陷更难发现。

钛合金叶片的激光沉积修复技术研究

航空发动机钛合金叶片服役损坏后较难修复,采用激光沉积技术对钛合金叶片进行深度修复具有重要意义。试验通过选取合理的激光沉积参数,对修复试样进行力学性能测试。结果表明,修复后的钛合金叶片室温拉伸性能、高周疲劳性能均与同批次锻件水平相当,且修复后叶片变形量为0.13~0.37 mm,满足设计要求。

激光成形修复TA19钛合金组织与性能研究

针对航空发动机TA19钛合金整体叶盘的损伤修复需求,开展激光成形修复工艺研究。采用旋转电极法制备TA19钛合金球形粉,在充氩箱中进行激光成形修复试验,沿TA19锻件基材生长制备板状试样坯料,同时采用激光直接沉积方法制备了试样坯料,通过对修复区域显微组织、显微硬度、拉伸性能、疲劳性能测试与分析,并与TA19钛合金锻件及激光直接沉积试样进行了对比。结果表明:激光成形修复试样由修复区、热影响区和基材区三部分组成,修复区与基体形成致密冶金结合,修复区组织为粗大柱状晶,柱状晶内有细小的针状α相析出,形成α+β魏氏组织;激光成形修复区的硬度平均值为400 HV,比母材的硬度高70 HV;激光成形修复试样的抗拉强度均值为999 MPa、屈服强度均值为910 MPa,与母材基本相当,激光成形修复试样的延伸率均值为12.5%,与母材相比下降17%;在应力集中系数Kt=3时,室温及480℃的激光成形修复的中值旋转弯曲疲劳强度分别为137 MPa及145 MPa,与母材相当或略优。激光成形修复后TA19钛合金的拉伸及疲劳性能与锻件基本相当,激光成形技术是TA19钛合金整体叶盘损伤修复的可行方法。