航空发动机燃烧室机匣加工工艺浅谈

随着科技的进步与发展,我国对未知领域的探索愈加深入,其中宇宙空间的探寻极具代表性,但受制于宇宙环境的复杂性和极端性,所有航空设备需要具有足够的结构强度和功能性,而发动机燃烧室机匣便是影响上述参数的主要诱因之一,相关人员需要进一步研究并完善其加工工艺,提升其性能与可靠性。基于此,本文通过分析航空发动机燃烧室计价的结构,明确具体的选材标准,同时分析其加工工艺,以期为相关人员提供参考,进一步保障航天员的人身安全,也为未来的航空探索奠定基础。

超声波冲击强化技术在某型发动机燃烧室机匣修理中的应用

针对某型发动机燃烧室机匣支板肋焊后裂纹故障,对超声波冲击强化方式、设备选择和冲击试验过程及冲击强化工艺等方面进行研究,结果表明对燃烧室机匣支板肋焊缝应力集中区域进行超声波冲击处理,能够有效消除焊接应力且能形成较大的残余压应力,提高了该部位抗疲劳性能,降低了裂纹产生的概率,确保了机匣的使用可靠性。同时通过研究,解决了机匣冲击强化技术应用过程中易出现的冲击不均匀及大型机件操作不便等工艺难题。

燃烧室机匣烧穿后的超声速射流火焰数值模拟研究

依据适航条款CCAR33.17(a)和CCAR25.903(d)(1)的要求,民用航空发动机燃烧室在设计中必须考虑燃烧室内失效可能导致机匣烧穿的危害性后果,并采取相应的防火措施。在民用航空发动机设计中需要充分分析可能引发燃烧室机匣烧穿的失效模式以及烧穿后的危害性。由于燃烧室机匣内的压力较大且烧穿孔较小,其烧穿后会导致超音速射流火。开展该超音速射流火的流动及燃烧特征研究,将有利于指导发动机的防火设计。采用数值模拟方法,计算了不同压比、不同机匣烧穿孔径条件下的超音速射流火的流动与燃烧特征,分析了影响射流火速度及温度的主要参数,并与FAA的燃烧室机匣烧穿试验以及理论模型进行了比较分析。结果表明本文采用的数值模拟方法能够较好地预测该超音速射流火的火焰特征,为发动机的防火设计及后续的适航符合性验证提供支撑。

基于PROCAST和SLS的燃烧室机匣铸造工艺优化

使用轻质铝合金零部件是实现飞机轻量化的途径之一,燃烧室机匣作为典型的铝合金零件,具有薄壁、复杂内腔等特点。为了研究燃烧室机匣的铸造工艺,采用PROCAST数值模拟和响应面法研究燃烧室机匣,预测机匣内部缩松缩孔位置。结果表明,燃烧室机匣两端法兰处和三角形凸台处易产生缩松缩孔缺陷,通过添加保温冒口和布置冷铁和对砂型进行工艺优化。对比传统密实砂型和镂空砂型对机匣的影响,研究得到优化砂型模型,对改进砂型设计进行响应面法试验,得到最佳的工艺参数。

燃烧室机匣铣加工工艺研究

文章研究的燃烧室机匣最大直径为φ685.8mm,最小直径为φ487.84mm,零件的承力锥壁最小壁厚为3.2mm,零件承力锥壁上存在7组共33个凸台。其技术难点为:凸台复杂,铣加工振动及变形问题严重,加工时容易变形及产生让刀现象。文章总结了对镍基高温合金材料Inconel718进行高速切削加工时需要注意的事项,完成了数控程序编制及和刀具选择等工作,加工出符合技术要求的航空发动机燃烧室机匣,为今后此类大型薄壁复杂形状零件的自主研发提供技术支持。

基于场强法的燃烧室机匣后衬套安装座疲劳寿命预测

由于局部应力应变法存在缺陷而引入场强法,对缺口构件的疲劳寿命预测问题进行研究。给出了应力场强法估算缺口构件疲劳寿命的基本框架和分析计算步骤,通过算例对场强法重要参数场径的影响因素、应力集中系数和权函数进行了探讨,并对场强计算中的有限元网格细化问题进行了初步探讨。采用场强法和局部应力应变法对某型发动机燃烧室机匣后衬套安装座进行了疲劳寿命预测。结果表明:利用场强法预测出的寿命更接近试验结果。

大型镍基高温合金Waspaloy燃烧室机匣铣加工技术研究

本文针对GE燃烧室机匣零件9977014-067P01的加工研制过程进行了分析和阐述,该零件材料为镍基高温合金Waspaloy,内外型面遍布凸台,是比较难加工的大型机匣类零件。本文详细介绍了该类零件的结构特点、数控程序编制、刀具选择、刀轨优化等的具体实施过程。

航空发动机燃烧室机匣破裂安全性预测方法

航空发动机燃烧室(ACC)内燃气具有最高温度、压力和速度。因此,燃烧室机匣一旦破裂,带来灾难性后果的概率很大。本文对航空发动机燃烧室机匣在极端工况下的破裂安全性进行研究,采用Neuber法、工程弹塑性法和真实弹塑性法对燃烧室机匣内压载荷下的应力应变分别进行数值仿真分析,并与试验结果进行对比分析,明确了这三种方法各自的优势和使用限制。对比结果表明,真实弹塑性法在高应力区域预测及强度高裕度区域预测方面,与试验测量结果具有相对最高的一致性,更适合于机匣安全性分析。

航空发动机燃烧室机匣车加工刀具研究

本文的研究课题主要来源于航空发动机某型号燃烧室机匣的车加工刀具研究.

航空发动机燃烧室机匣轻量化设计方法

以航空发动机燃烧室机匣轻量化设计需求为牵引,建立了可变壁厚减轻质量(简称减质)优化方法,以单元壁厚为设计变量,设计域总应变能最小作为优化目标,体积分数作为约束条件,开展机匣本体优化设计,实现了壁厚更优分布;进一步基于变密度拓扑优化设计方法,以单元密度为设计变量,柔度最小为优化目标,结构的减质体积分数作为约束条件,开展了机匣安装座与法兰边减重优化设计。两种优化方法各有优化对象、优化阶段的侧重,前者更适用于初步设计阶段,获得良好的最初壁厚分布,后者适用详细设计阶段,进行局部结构轻量化设计。减质优化设计成功通过了压力考核试验,验证了优化方法的有效性及可行性。

基于Donnell-Mushtari理论的燃烧室机匣模态特性研究

基于经典的Donnell-Mushtari薄壳理论公式,推导了航空发动机燃烧室机匣在一定边界条件下的固有频率计算公式。利用多组波数建立了固有频率随周向波数n的变化规律。最后搭建了物理实验平台,将理论解与实验测试进行了对比分析,误差在10%左右。结果验证了理论计算方法的有效性,为后期燃烧室机匣减振工艺及工装设计提供了理论计算依据。

插铣工艺中切削速度对燃烧室机匣零件表面完整性的影响

随着航空发动机技术的发展,核心零件的有效寿命要求持续提升而工况持续恶化。当其表面完整性无法满足要求时,可能在缺陷区域引起应力集中、应力腐蚀等现象,这将加速零件的失效并影响其可靠性。对于镍基高温合金机匣零件上的曲面、槽或其他需要刀具以较大的悬伸长度去加工的特征,插铣法的加工效率远高于常规的端面铣削法。通过分析和探讨插铣加工中切削速度对镍基高温合金零件表面完整性要求的核心指标——变质层、加工硬化层和白层-非晶形层的影响规律,为此类零件的铣加工参数优化和表面完整性研究提供了指导。

某型发动机燃烧室机匣加工工艺过程中的一点体会

燃烧室机匣是发动机的关键部件属薄壁环形件，由工艺性较差的不锈钢材料组焊而成的。本文从工艺路线、加工余量分配、刀具材料选择、刀具参数等方面加以论述。

不同材料下燃烧室机匣壁厚的优化设计

根据机匣受内、外压的弹性力学的理论解，利用自编的FORTRAN语言程序，对航空发动机燃烧室机匣在选取不同材料时的壁厚进行了优化设计，给出了燃烧室机匣在给定半径和内、外压力作用下的最佳厚度，该计算结果对工程具有参考意义，优化设计的方法可用于其他类似结构的设计。

航空发动机燃烧室外机匣瞬态动力分析

瞬态动力分析是确定随时间变化载荷作用下的结构响应的技术分析,输入数据作为时间函数的载荷,输出数据是随时间变化的位移和其它导出量,如应力和应变[1]。燃烧室外机匣是发动机承力和混合传力的重要部件,承受各种动态载荷,分析其瞬态振动位移及应力应变的变化很有必要。采用UG建模和ANSYS有限元分析相结合的方法对航空发动机燃烧室外机匣进行瞬态动力分析。结果显示,该方法是有效的。

某型涡桨发动机燃烧室机匣中、后轴承座故障排除

针对某型涡桨发动机燃烧室机匣轴承座在大修时发现的磨损、变形故障,分析了燃烧室机匣轴承座磨损的原因,并探讨了该故障的排除方法、排除步骤以及注意事项。

航空发动机燃烧室外机匣压力试验方法与系统

本文提供了一种对航空发动机燃烧室外机匣施加压力载荷的试验方法,设计并搭建了一套试验系统,解决了航空发动机燃烧室外机匣耐压强度验证的技术难题。本方法和系统较为真实的模拟了航空发动机燃烧室外机匣的受载状态,密封方式可靠有效,成功获取了燃烧室外机匣内壁测点处的应变数据,数据获取率100%。

CF34发动机燃烧室内套后段自动氩弧焊工艺

自动氩弧焊工艺在国内航空领域已经是一种成熟的技术,但是按照美国的材料和GE先进发动机的焊接工艺标准进行焊接薄壁的燃烧室机匣内套精密件还是首次。特别是采用带机械手的自动氩弧焊工艺,成功完成了零件试制和批准交付,对于在航空发动机制造领域广泛应用机器人自动焊接技术有着重要的现实意义。

燃烧室后内机匣同步研发项目中的设计联络研究

以中国航发航空科技股份有限公司(以下简称"公司")与Rolls-Royce(以下简称"RR")合作同步研发某型航空发动机的燃烧室后内机匣组件DKH27XXX项目的实际运作过程为基础,介绍RR在新型发动机研制过程中应用设计联络的典型流程以及对特殊问题的处理案例。该过程改变了行业对新产品开发工作的认识,加快了开发速度,较好地解决了设计和制造之间的矛盾,改变了行业长期以来所形成的固有观念,有利于缩短产品的开发周期,降低成本,增强竞争力,提高企业经济效益。

安装座焊接结构双轴拉伸模拟件设计

针对航空发动机燃烧室机匣安装座环焊缝疲劳寿命的研究,提出了一种安装座焊接结构双轴拉伸模拟件的设计方法。首先,通过分析机匣安装座的载荷工况及几何特征,给出了相应的设计准则和几何等效分析,同时设计出模拟件的雏形。然后,根据优化目标提出了一种优化数学模型,以有限元计算的方式讨论了模拟件在中心试验区直径D_(1),夹持臂楔形角度ω,安装座通孔直径D_(2)的3种尺寸变量下的应力变化规律,进而确定了模拟件的最终尺寸。最后,采用该模拟件进行双轴拉伸疲劳试验。试验结果表明,裂纹源出现在模拟件试验区的焊缝处,并且沿着焊缝向两侧进行扩展,证明了该设计的合理性。