真空粉末锻造成型FGH95合金的流变行为和组织演变

利用Gleeble-3800热模拟试验机对真空粉末锻造成型FGH95合金的高温变形行为进行研究,在变形温度为1090~1170℃、应变速率为0.01~10 s^(−1)条件下进行热压缩实验,得到相应条件下流变应力-应变曲线,采用EBSD分析变形条件对真空粉末锻造成型FGH95合金微观组织演变的影响。在考虑温度、应变速率、应变量对合金流变行为的影响后,选择Arrhenius方程建立真空粉末锻造成型FGH95合金的本构模型,得出真空粉末锻造成型FGH95合金的材料参数,拟合出材料参数和应变量之间的关系并对得出的本构方程进行验证。结果表明:采用真空粉末锻造成形工艺制备的FGH95合金,在热变形过程中的流变应力随着温度的升高而减小,随着应变速率的升高而升高。变形后组织内的再结晶晶粒的尺寸随着温度的升高而减小,随着应变速率的降低而增大。经过计算得出变形激活能Q为685.7787 kJ·mol^(−1),真空粉末锻造成型FGH95合金流变应力的预测值和实验值的误差为6.33%,预测值和实验值吻合较好。

民用大涵道比涡扇发动机叶轮机某些关键技术

结合国内外的相关研究工作,对大涵道比涡扇发动机叶轮机部分设计技术研究进展进行了总结和分析,从风扇/压气机设计技术、涡轮设计技术、流动及噪声控制和多学科耦合四个方面阐述了我国发展大涵道比发动机需要解决的部分叶轮机关键技术.

一种简便的叶轮部件低状态特性的指数扩展方法

介绍了一种简便的航空发动机叶轮部件低状态特性的扩展方法。基于低转速泵相似理论,并考虑了空气/燃气的可压缩性影响,给出了修正的指数关系方程;针对已知的两条较低转速特性线外插得到更低转速状态的部件特性。结合已有叶轮部件特性进行有效性验证。结果表明方法具有较强的实用性、通用性和一定的精度,扩展得到的低状态部件特性可以满足发动机起动性能模拟的工程应用。

涡轮冷却叶片参数化建模方法

针对航空发动机涡轮冷却叶片结构复杂、设计难度高的问题,采用UG/API的特征参数化建模技术与数学解析相结合的方法,建立了面向工程的流程化先进涡轮冷却叶片模块式参数化建模系统。从特征与参数的角度,对涡轮冷却叶片进行了叶身外形特征、内部冷却特征以及独立附属结构特征的划分。给出了叶身外形、榫头、缘板和叶身内形以及以其为基体的换热肋片、隔肋、扰流柱特征的详细参数化建模过程及设计实例,提高了涡轮冷却叶片设计效率。

GH4720Li合金中析出相的研究进展

GH4720Li高温合金因其具有良好的高温强度、抗疲劳和抗腐蚀性能以及长期组织稳定性,被广泛应用于高性能航空发动机涡轮盘等转动部件。本文归纳了GH4720Li高温合金中γ'相的作用机理和演变规律,并分析了γ'相与高温性能之间的关联性和γ'相与残余应力的交互影响规律。此外,还综述了GH4720Li高温合金的改型研究进展,展望了未来分区控冷技术和双组织双性能盘制备技术在高温合金中的应用。

半封闭狭窄通道稀疏孔壁面对流换热特性

为了研究双层壁复合冷却涡轮叶片内部对流换热特性,设计了带侧向稀疏孔出流的窄通半封闭道,采用试验方法针对不同通道进口雷诺数和不同出流孔几何参数对出流壁面对流换热特性的影响开展了研究,结果表明:冷气的沿程出流导致在出流孔下游区域产生溢流效应与冲击效应的叠加,在出流孔下游出现典型的水滴状低温区,其覆盖面积随着出流孔径和进口雷诺数的增加而增大;出流壁面的平均努塞尔数沿流动方向呈现四种变化特征,通道进口段的平均换热努塞尔数相比通道下游区高出80%;存在一个最佳出流孔展向间距比,使得壁面的平均表面传热系数达到最大值,大展向孔间距的壁面平均努塞尔数相比中间孔间距情况低20%。

几何参数对涡轮榫连接微动疲劳寿命的影响:仿真

基于涡轮榫连接结构高低周疲劳试验结果,确定微动疲劳损伤控制参量并建立寿命预测模型。建立涡轮榫连接结构的参数化模型,开展有限元计算,结合试验数据分析了等效应力、接触压力、摩擦力、滑移量等多种损伤参量与微动疲劳寿命的相关性,发现综合考虑疲劳和磨损的FFD(fretting fatigue damage)参量与寿命的相关性最高,相关系数达97%。基于幂函数形式拟合了FFD参量与微动疲劳寿命的关系式,榫连接结构的微动疲劳寿命预测误差在1.5倍分散带内。开展了FFD参数对几何参数的敏感性分析,从数值仿真角度获取不同几何参数对微动疲劳寿命的影响规律:微动疲劳寿命对压力角最敏感,且呈现负相关性。

几何参数对涡轮榫连接微动疲劳寿命的影响:试验

针对涡轮榫连接结构微动疲劳行为及损伤表征开展了试验研究。设计了具有不同压力角、齿形角和齿距的7种榫连接结构,在高低周载荷下开展了疲劳试验,所有构型的榫头第2齿发生微动疲劳失效,并根据试验结果总结了榫连接结构几何参数对微动疲劳的影响规律:随着压力角、齿距的增大,微动疲劳寿命逐步降低;而随着齿形角增大,微动疲劳寿命先基本不变,后大幅增加。试验结果为揭示高低周复合疲劳载荷下的榫连接结构失效机理提供了重要依据,为榫连接结构微动疲劳损伤控制参量选取和模型验证提供了数据支撑。

镍基单晶高温合金DD6气膜孔热机械疲劳试验

涡轮冷却叶片气膜孔边存在大应力梯度,且服役时承受交变的机械载荷和热载荷,热机械疲劳(TMF)是其主要失效模式。通过开展带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试件TMF试验研究了气膜孔对镍基单晶高温合金TMF寿命的影响。结果表明最大循环应力在300～500MPa应力范围内,循环应力幅值与镍基单晶高温合金TMF寿命呈现良好的对数线性关系,且气膜孔导致镍基单晶高温合金TMF寿命下降可达82.5%。继而完成了横向取向分别为〈010〉、〈110〉方向的气膜孔模拟件试验,结果表明气膜孔取向为〈110〉时寿命最短,仅为〈010〉取向的40.0%。最后开展了不同制孔工艺下的气膜孔模拟件试验,结果表明激光制孔气膜孔模拟试件寿命仅为电液束制孔气膜孔模拟试件的54.0%。气膜孔模拟件断口分析表明:TMF裂纹均萌生于气膜孔边,源区氧化严重;裂纹沿着大致与气膜孔边垂直的方向扩展。

高负荷涡轮进口导向叶片叶型设计及验证

针对涡轮进口导向叶片进口马赫数低、前部负荷小的特点,采用前缘截断思路构建了高负荷涡轮叶型,并采用Pritchard 11参数法进行重构设计。采用数值计算和平面叶栅试验开展了研究和分析。结果表明:高负荷叶型吸力面前缘马赫数显著提升,增加了叶片前部负荷。喉部峰值马赫数基本不变,但位置前移,负荷分布均匀性提高。叶型的马赫数特性和攻角特性表明,高负荷叶型在不同攻角和马赫数下,均能获得较低的总压损失,其中在设计马赫数,叶型负荷提升1倍的情况下,总压损失系数降低2.59%。

涡轴发动机涡轮叶片冷却技术

涡轴发动机功重比的提高要求涡轴发动机的涡轮前温度随之升高,传统的冷却结构设计将难以满足需求。因此,基于涡轴发动机涡轮叶片的尺寸小、转速高、中等热力循环参数等特点发展新型高效的冷却方式,将是未来涡轴发动机涡轮叶片冷却结构设计的主要方向。