GH536燃烧室帽罩粘性介质压力成形贴模性数值分析

针对航空发动机燃烧室帽罩贴模性难以精确控制等问题,进行了粘性介质压力成形工艺数值分析,根据成形压力与保压时间的不同,建立了7组粘性介质成形有限元模型,探究成形压力和保压时间对壁厚变化及回弹分布的影响。结果显示,在保压时间一定的情况下,成形压力从20 MPa提高到80 MPa时,帽罩成形的壁厚差从2%降低至0.7%,成形压力为80 MPa时回弹量达到最低值,与成形压力20 MPa相比,回弹量降低约47.1%。在成形压力一定的情况下,保压时间为0.10 s时回弹量达到最低值,与保压时间0.06 s相比,回弹量降低约60.8%。在选定参数范围内,提高成形压力可提高帽罩粘性介质成形的贴模性,相比保压时间,成形压力对帽罩缺陷特征的影响更显著,考虑到高减薄率及增厚率带来的破裂、褶皱等风险,最终选择成形压力为80 MPa,保压时间为0.10 s。

天然气燃气轮机燃烧室点火特性研究

为解决天然气同轴分级燃烧室高效点火问题,本文通过改变值班级燃料口尺寸、值班级结构类型以及旋流器各级燃料供给流量,探究其对燃烧室点火特性、燃料掺混以及燃烧性能的影响。数值模拟表明:值班级燃料管路特征尺寸越大,燃烧室内燃料与空气掺混水平越好,更利于点火;在锥形中心钝体斜面上设置燃料喷射孔的B型燃烧室燃烧性能较好;在燃料供给策略方面,在值班级燃料供给流量为5.1 g/s时,燃料的轴向贯穿深度有明显提升,当值班级喷嘴选用B结构且孔直径为3 mm时,最有利于点火工况下的点火过程。

γ-TiAl基合金用Al_(2)O_(3)-SiC-AlPO_(4)复合涂层抗高温氧化性能研究

目的通过表面涂层提高γ-TiAl基合金的抗高温氧化性能。方法采用常规喷涂涂料法在γ-TiAl合金基体上制备Al_(2)O_(3)-SiC-AlPO_(4)磷酸盐复合抗高温氧化涂层。研究γ-TiAl合金和涂层样品在900℃、静态空气条件下的准等温氧化动力学行为。用XRD和SEM/EDS分别对涂层样品氧化前后的物相组成、组织形貌和微区成分进行表征分析;用电子探针(EPMA)分析涂层样品的元素分布情况。结果900℃恒温氧化动力学研究结果表明,γ-TiAl基合金初期氧化速率常数为32.501×10^(-2)mg/(cm^(2)·h^(1/2)),与后期氧化速率常数28.113×10^(-2)mg/(cm^(2)·h^(1/2))基本接近,呈直线规律,不具有抗氧化性能;而Al_(2)O_(3)-SiC-AlPO_(4)磷酸盐复合涂层样品氧化后期氧化速率常数为5.967×10^(-2) mg/(cm^(2)·h^(1/2)),与氧化初期8 h内氧化速率常数23.941×10^(-2) mg/(cm^(2)·h^(1/2))相比,明显降低,遵循典型抛物线规律,具有抗氧化性能。微观分析结果表明,原始涂层与γ-TiAl合金基体结合紧密,涂层主要相组成为Al_(2)O_(3)、SiC、SiO_(2);AlPO_(4)以无定形状态构成涂层连续相。氧化后,AlPO_(4)演变成晶态,形成涂层致密的网络结构;部分基体钛元素扩散进入涂层中疏松部位,氧化后形成TiO_(2)弥散分布在涂层中,填补了涂层疏松部位,使涂层更加致密;在涂层与基体界面2μm区域内形成连续致密Al_(2)O_(3)膜,阻挡了空气中的氧进一步扩散进入基体。结论Al_(2)O_(3)-SiC-AlPO_(4)复合涂层有效降低了γ-TiAl基合金氧化速率,有助于形成保护性Al_(2)O_(3)膜,明显改善了900℃γ-TiAl基合金抗高温氧化性能。

坡口形式对Q390/Q690异种低合金钢焊接残余应力的影响

采用有限元法研究了坡口形式(V形、X形和K形)对Q390/Q690异种低合金钢熔化极活性气体保护电弧焊接头温度、应力和焊后残余应力分布的影响,并进行了试验验证。结果表明:模拟和试验所得热循环曲线和残余应力分布相似,瞬时温度相对误差小于15%,证明模型准确;K形坡口接头焊缝区峰值温度最高,V形坡口次之,X形坡口最小;K形、V形和X形坡口接头焊缝均存在等效应力高于690MPa的高应力区,面积依次降低,纵向残余应力均呈“几”字形分布,峰值出现在焊缝处,在两侧熔合区迅速转变为压应力,横向残余应力均呈双驼峰形分布,峰值出现在两侧熔合区,焊缝区应力急剧减小至中心处接近0;坡口形式对接头纵向残余拉应力峰值影响较小,V形与K形坡口接头纵向残余拉应力分布范围大于X形坡口,横向残余拉应力峰值和分布范围均大于X形坡口。

长薄U形结构钛合金SLM制件的控形仿真与性能验证研究

为优化大尺寸钛合金薄壁类激光选区熔化制件的加工方案、提高零件合格率,通过基于前处理工艺设计软件与模拟仿真软件平台,对具有长薄U形典型结构特征的钛合金试件进行了成形方案优化,并验证了仿真迭代结果的可行性。结果表明:试件在成形过程中的变形趋势主要集中在立筋与长臂结构边缘处,通过添加点阵支撑的方式达到了零件控形的目的,其三维扫描外形测量结果均在合格范围内。综合性能测试结果显示,试件XY向和Z向的强度极限分别可达1029.5MPa、1026.2MPa,断后伸长率平均分别为12.1%和11.2%,接近各向同性,而XY向和Z向的室温冲击测试结果平均分别为31.4J和48.6J,表现出明显的各向异性。

薄壁异形方半管零件充液成形工艺研究

目的为解决薄壁异形方半管零件成形过程中易起皱、破裂、形状冻结性不佳的难题,引入充液成形工艺。为进一步掌握不同工艺参数对零件成形性能的影响,对薄壁异形方半管零件的充液成形过程进行研究。方法以液室压力、压边力、拉深深度、摩擦因数等工艺参数为影响因子,进行正交试验,通过分析不同工艺参数下零件最大减薄率、贴模度、最大回弹量的变化规律,掌握充液成形工艺中不同工艺参数对零件起皱、破裂、形状冻结性的影响。结果零件的破裂和起皱现象受液室压力影响显著,而零件的形状冻结性则受压边力影响较大。在数值模拟中,优化后的最优工艺参数如下:液室压力为15 MPa,压边力为120 kN,拉深深度为110 mm,摩擦因数为0.15。经模拟验证,与优化前相比,在该工艺参数下得到的结果更优,零件最大减薄率降低到11.5%、贴模度提高了0.212 mm、最大回弹量降低了1.955 mm。结论通过模拟分析和现场试验验证可知,采用正交试验得到的最优工艺参数可以完成半管零件的成形,合理的工艺参数能有效抑制零件起皱、破裂、形状冻结性不佳的现象,从而提高半管零件的成形性能。

镍基单晶叶片H_(2)SO_(4)-FeCl_(3)化铣剂及其化铣工艺研究

本文研究了H_(2)SO_(4)-FeCl_(3)化铣剂的配制及其化铣DD5单晶高温合金的能力,采用失重速率和OM、SEM、EDS和AFM表征手段分析化铣剂的化铣效果及能力。研究表明,H_(2)SO_(4)-FeCl_(3)化铣剂合适的配制为:H_(2)SO_(4)浓度4.8 mol·L^(-1),FeCl_(3)浓度0.16 mol·L^(-1),两者体积比为4∶1。该化铣剂对DD5单晶铸造合金中Ni和Al元素有较强的腐蚀能力,化铣速率快,对Mo、W、Ta和Re元素腐蚀能力较弱,化铣速度较慢;在室温下,化铣较为均匀,表层形成了富含Cr和Co的耐腐蚀氧化物,Cr和Co的腐蚀能力较弱;70℃高温下化铣剂对Cr和Co元素有较强的腐蚀能力,化铣速率明显提高。

数控机床机械加工效率的提高方法研究

为进一步探究数控机床机械加工效率的提高措施,以数控机床加工反馈数据和相关工艺知识为基础,并结合相关理论,确定通过提升刀具进给速度的方式来提高数控机床的机械加工效率,由此提出优化算法,再根据实际加工条件设置约束,对优化算法做进一步改进,建立数控机床机械加工效率的提高方法。通过实际应用测试环节获得的数据信息可知,本次建立的方法能够在提升效率的同时保证加工质量,证明其具有一定的现实可行性。

铝/铝双金属复合材料制备技术研究进展

文章概述了当前铝/铝双金属复合材料制备的几种不同工艺,简述了其优缺点,并分析和展望了铝/铝双金属复合材料在未来的发展趋势。

数字孪生技术及其在飞机制造中的应用

随着工业“4.0”和“中国制造2025”的全面推进,数字孪生技术愈发引起国内外制造业的重视,其作为连接虚拟与现实的纽带,通过建立数字模型使物理实体在数字空间产生一个精准的、实时的动态映射,从而实现对物理实体行为的识别、跟踪、监控和预测。飞机产品因其特殊属性,全寿命周期管理对飞机实际性能和技术状态来说至关重要,数字孪生技术可通过构造飞机的数字孪生体,对飞机全寿命周期进行跟踪和预测,进一步提高飞机在装配、生产管控、检测维修等方面的质量和效率。本文主要阐述了数字孪生技术的定义和关键技术,并研究了数字孪生技术在飞机制造中的应用和进展情况,为未来飞机智能化制造提供了一定的参考。

复合材料在航空发动机叶片制造中的应用

近年来,复合材料因其独特的性能优势,在航空发动机叶片制造中得到了广泛的应用,其不仅能够提高发动机的推重比和燃油效率,还能延长叶片的使用寿命,满足航空发动机叶片的高温工作要求。因此,科研工作者应意识到复合材料在航空发动机叶片制造中的应用优势,深入研究复合材料的特性、制造工艺,以此优化叶片的设计和制造过程,提高发动机的整体性能。

某型发动机进油管裂纹问题分析

某型发动机在使用过程中出现了进油管裂纹问题,为解决该问题,本文从断口分析、产品结构、变形协调等方面进行了问题分析及研究,通过分析后明确了进油管裂纹的原因是机件加工工艺不合理、加工过程中校形工装与进油管存在干涉、及装配进油管时未对定位情况进行有效控制,最终制定了针对性的完善装配工艺、质量控制等控制和改进措施,解决了该问题。

航空涡轮叶片缺陷检测技术研究

涡轮叶片作为航空发动机的核心部件之一,其质量直接关系到发动机的安全运行。然而,叶片在复杂的工作环境中容易出现各种缺陷。这些缺陷不仅会严重影响叶片的强度和寿命,甚至可能导致发动机故障。因此,科研工作者应重视航空涡轮叶片缺陷检测技术的研究,利用阈值分割、边缘检测算子、数字减影、超声检测以及统计方法等技术检测叶片缺陷,以提高涡轮叶片的整体性能。

基于普通车床的螺栓过渡圆角滚压强化装置设计

过渡圆角滚压强化是提高超高强度钢螺栓疲劳性能的一种工艺方法。介绍了一种应用于普通车床的螺栓过渡圆角滚压强化装置的结构组成及重要部件的详细结构特征,给出了滚压强化装置安装、使用方法。该装置采用单滚轮进行滚压强化加工,不仅可以满足螺栓疲劳强化要求,而且操作简单、快捷,适宜小批量螺栓过渡圆角强化加工,在生产中具有良好的实用性和经济性。

等离子助燃高炉煤气燃烧室模拟研究

利用数值模拟手段探究高炉煤气燃烧室热态场分布规律,并探究了等离子中活性粒子氧原子对高炉煤气燃烧室的热态场影响规律。结果表明:燃烧室内高炉煤气燃料浓度呈U字形分布。在燃烧室的头部燃料喷嘴附近形成高温区,在主燃孔后有少部分的高温区;随着活性粒子的加入,高炉煤气燃烧室头部高温区范围增大,火焰筒内的回流区速度更加均匀,燃烧效率提高,由97.38%增加到99.65%。活性粒子浓度越高,等离子助燃高炉煤气燃料燃烧强化效果会逐渐减弱。

航空煤油/甲烷混合燃料航空发动机燃烧室燃烧与排放特性分析

为了阐明双燃料航空发动机的燃烧与排放特性,选用正癸烷作为航空煤油的模拟替代燃料,采用该替代燃料的燃烧反应简化机理对某型航空发动机分别燃用航空煤油、50%航空煤油/50%甲烷混合燃料时燃烧室的燃烧过程进行了反应动力学计算,并对比分析了该型航空发动机燃用两种不同燃料时燃烧室的燃烧特性与主要排放物的生成特性。结果表明,与燃用航空煤油相比,燃用50%航空煤油/50%甲烷混合燃料时,火焰筒内流场分布特性基本一致,但主燃区高温区域明显缩短;同时,火焰筒内温度峰值与火焰筒出口平均温度分别下降15 K与11 K;火焰筒内燃料摩尔分数分布特性基本相似,但燃料摩尔分数峰值急剧升高,中间裂解组分C_(2)H_(2)、C_(2)H_(4)、C_(4)H_(4)摩尔分数峰值下降幅度较大;火焰筒出口CO_(2)与CO的平均摩尔分数分别降低12%、33%,H_(2)O的平均摩尔分数升高13%。

1Cr18Ni9Ti不锈钢氮气瓶支架断裂原因分析

利用扫描电镜和光学显微镜的等分析设备,研究1Cr18Ni9Ti不锈钢氮气瓶支架断口的组织形貌,分析了基体成分和性能。研究表明断裂原因为在支架铆接部位的局部尺寸减薄,降低了构件的承载能力,诱发裂纹最终导致疲劳断裂,并提出相应的解决措施。

砂尘对压气机叶片的侵蚀及性能影响

为了应对飞机在起飞和降落的过程中会面临多砂环境,尘土、砂粒等异物颗粒会随空气被吸入航空发动机内的情况,明确压气机部件的磨损和砂粒的吸入对压气机特性产生的影响,以航空发动机吞砂作为研究背景,以跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 37为研究对象,采用两相流动数值模拟的方法对砂粒的运行轨迹、侵蚀分布和特性变化开展仿真研究。获得了不同的吞砂条件和转速工况对颗粒运动轨迹、侵蚀分布和侵蚀量的影响,并分析了砂粒在不同吞砂条件和不同转速下引起的压气机性能和内部流场分布的变化规律。结果表明:大部分颗粒进入压气机后,随气流进入叶栅通道,在叶栅通道内与叶片压力面发生碰撞;吞砂导致压气机的增压能力减弱,对于直径为20、150、300μm的吞砂工况,其增压范围分别缩小了3.83%、2.13%和1.01%。

预埋不同质量分数碳纳米纸对CFRP低温弯曲性能影响的研究

【目的】针对低温飞行环境下CFRP材料可能出现的弯曲断裂问题。【方法】本研究对预埋不同质量分数(碳纳米管质量为100 mg、300 mg、500 mg、600 mg、700 mg)碳纳米纸的CFRP层合板进行常(低)温条件下的三点弯曲试验。【结果】通过分析CFRP层合板的应力-应变曲线,探究温度及碳纳米纸中碳纳米管的质量分数对CFRP层合板弯曲性能产生的影响。【结论】试验结果表明,常温条件下,预埋碳纳米纸能明显提高CFRP层合板的弯曲性能。低温条件下,随着碳纳米纸质量分数的增高,其对CFRP层合板弯曲性能的增强效果先上升后下降,其中碳纳米管质量为600 mg时增强效果最佳。

钛合金叶片模拟件激光冲击诱导层裂行为研究

本文针对航空发动机叶片激光冲击诱导层裂问题,根据航空发动机压气机叶片设计具有特征叶型的叶片模拟件(叶面夹角为11°),探究其多次激光冲击下的层裂行为,并进一步利用不同厚度平板试样研究试样厚度以及光斑形状对层裂产生位置的影响。研究结果表明,采用25 J、4 mm方形光斑冲击变厚度TC17钛合金叶片模拟件,冲击面出现凹陷变形,叶片宏观呈现翘曲变形,6次冲击后产生层裂,8次冲击后背面出现局部剥落。激光冲击诱导层裂与试样厚度正相关,随着试样厚度的增加,层裂产生的冲击次数阈值升高。然而,层裂的产生与否却与光斑形状无明显关系,圆形光斑和方形光斑均可诱导出层裂。层裂易产生于Cr和Sn等元素富集形成的软化区,激光冲击诱导层裂不仅与冲击波的传递特性有关,还可能与成分偏析、富集等材料缺陷相关。