考虑螺栓连接的航空发动机管路建模及振动特性分析

为了建立考虑真实卡箍结构影响的管路系统动力学模型、获取结构设计参数和装配参数等对管路系统动力学特性的影响规律,以航空发动机外部管路为研究对象,考虑金属橡胶卡箍螺栓拧紧力矩的影响,基于ANSYS有限元软件建立了包含螺栓连接的管路模型。通过模态试验及基础激励响应试验验证了有限元模型的准确性。进一步分析了螺栓拧紧力矩、卡箍跨距及管体长度对双卡箍管路系统固有频率的影响规律。结果表明:拧紧力矩的增大导致管路的固有频率的提高,针对本研究模型,在拧紧力矩达到8 N·m以后,管路固有频率逐渐趋于稳定;拧紧力矩对不同长度管路的固有频率影响不同,管路越长,拧紧力矩的作用越弱,即卡箍的支承刚度对管路固有频率的影响越弱。

航空发动机液压管路裂纹故障分析

针对某航空发动机试验过程中液压管路发生的裂纹故障,通过对管路故障件进行断口分析、设计复查等工作,确定管路裂纹产生的原因。结果表明:喷口油源泵出口压力及峰-峰值的控制超出正常工作范围,引起该管路在刚性连接位置的弯曲振动,在管路焊缝位置产生超限的循环应力,导致管路焊缝萌生裂纹并在较大振动应力和喷口油源泵出口脉动压力作用下发生裂纹故障。通过更换喷口油源泵控制附件,使脉动油压恢复正常范围,管路动应力符合限制值要求,有效避免此类故障再次发生。

航空发动机球轴承外圈剥落机理分析

针对航空发动机球轴承外圈滚道发生的剥落故障,利用视频显微镜、扫描电镜等设备对剥落外圈滚道表面进行宏、微观观察和分析,明确故障外圈的剥落性质为滚动接触疲劳。在滚道剥落起始位置存在严重的碳化物偏聚现象,在未剥落区存在大量由于基体碳化物脱落所致的麻坑,在滚道表面局部可见机加过程中混入的氧化铝颗粒,导致表面划伤和剥落。经分析表明:碳化物偏聚及残留的氧化铝颗粒是引起轴承外圈剥落的主要原因。建议在原材料生产过程中严格控制碳化物的形状、尺寸及分布状态,避免碳化物偏聚,同时在机加过程中优化磨削加工、表面清洗等工艺,消除滚道表面残留的氧化铝颗粒。

航空发动机高压轴止推轴承载荷分析

针对航空发动机高压轴止推轴承载荷分析不准确的问题,提出1种综合考虑发动机转子质量、高压转子气动轴向力、机动过载以及中央锥齿轮附加载荷的载荷计算方法。以某发动机高压轴止推轴承为研究对象,采用新计算方法完成了载荷分析,并与常规计算方法得到的结果进行对比。结果表明:新计算方法可以得到更全面的载荷谱组合状态,计算结果也更加精确;计算结果表明轴承轴向载荷在慢车工况下较轻,与轴向力测量结果更加接近,且在该工况下容易引起轴承打滑,这与该轴承的实际使用情况相符,验证了新计算方法的有效性。

一种爆炸喷涂NiCrAl尺寸修复涂层的工艺研制

采用正交试验设计方法,研究了粉末粒度、氧燃比、送粉氮气流量和喷涂距离4因素对爆炸喷涂NiCrAl涂层组织和性能的影响,并利用扫描电镜对涂层微观组织进行了研究,通过对涂层孔隙率、显微硬度和拉伸结合强度的检测,研究了4因素对涂层性能影响的规律。根据正交试验结果,确定优化后的工艺参数为粉末粒度13~45μm,氧燃比为1.25,送粉氮气流量20 L/min,喷涂距离170 mm。优化工艺后喷涂的NiCrAl涂层组织均匀致密、硬度高、拉伸结合强度好。

CoNiCrAlY黏结层结构设计及其对热障涂层结合强度和抗热震性能的影响

目的设计热障涂层黏结层结构,改善涂层结合强度和抗热震性能。方法制备了5种结构的CoNiCrAlY黏结层,即超音速火焰喷涂(HVOF)底层+等离子喷涂(APS)上层的双层结构黏结层试样,对其进行1050℃真空热处理3 h后的试样,APS黏结层试样,HVOF黏结层试样及其真空热处理试样。再在以上5种试样表面制备Y2O3部分稳定ZrO2(YSZ)陶瓷层,研究黏结层的表面粗糙度、相组成、微观组织结构及其对涂层试样结合强度、热震性能的影响。结果制备态的黏结层由γ/γ’和β-NiAl两相组成,真空热处理后β相含量增多,表面粗糙度下降。在所有涂层试样中,双黏结层的涂层试样的结合强度最低,为28.43 MPa;对其真空热处理后得到的涂层试样的结合强度最高,达到39.42 MPa,主要原因在于热处理促进了两黏结层之间的扩散,提高了界面强度。双黏结层的涂层试样的抗热震性能最好,200次热震后涂层无明显剥落,而APS黏结层的涂层试样的抗热震性能最差,涂层抗热震性能的差异在于黏结层微观结构的不同。结论双黏结层的结构设计综合了APS、HVOF两种黏结层制备方法的优点,能显著提高热障涂层的抗热震寿命。

AlCr(Si)N和CrAl(Si)N涂层对TiAl合金900℃循环氧化性能的影响

TiAl合金作为新型高温结构材料在航空航天和汽车工业领域已获应用,然而在850℃及以上温度服役时抗氧化性不足,施加氮化物涂层在提高TiAl合金抗氧化性和耐磨性等综合性能方面独具优势,目前关于氮化物涂层对TiAl基合金抗氧化性影响的研究有限。采用多弧离子镀方法在TiAl合金表面分别制备AlCrN涂层、AlCrSiN涂层、CrAlN涂层和CrAlSiN涂层,研究涂层对TiAl合金900℃循环氧化行为的影响。XRD结果表明,AlCrN和AlCrSiN涂层主要呈现AlN结构,而CrAlN和CrAlSiN涂层为CrN结构。在AlCrSiN和CrAlSiN涂层中,Si可能固溶于晶格中形成(Al,Cr,Si)N和(Cr,Al,Si)N固溶体。在900℃经过300个周期的循环氧化,AlCrN和AlCrSiN涂层表面氧化膜主要由Al2O3组成,热循环过程中涂层中形成大量裂纹。CrAlN和CrAlSiN涂层表面氧化膜主要由Cr_(2)O_(3)组成,连续致密,无开裂剥落。其中CrAlN涂层表面Cr_(2)O_(3)膜下面形成了Al的内氧化物,其氧化增重高于CrAlSiN涂层。此外,CrAlN和CrAlSiN涂层均与TiAl合金发生较严重的互扩散,在CrAlN/TiAl界面和CrAlSiN/TiAl界面处形成较厚的互扩散层。可见,CrAlN和CrAlSiN涂层显著提高了TiAl合金的抗高温氧化性能,而涂层中Si的添加使得涂层抗氧化性得到进一步的提升。研究结果可为TiAl合金施加氮化物涂层高温防护提供潜在可能。

等离子-物理气相沉积硅/莫来石/硅酸镱环境障涂层的高温防护和耐热冲击性能研究

通过SiCf/SiC复合材料表面等离子喷涂(APS)硅黏结层和莫来石中间层,等离子–物理气相沉积(PS–PVD)制备硅酸镱面层,喷涂的整个环境障涂层体系组织致密,PS–PVD工艺制备的硅酸镱为层状结构,孔隙率<1%。研究了SiCf/SiC复合材料环境障涂层的抗静态氧化、循环氧化、水汽腐蚀和热冲击性能,发现复合材料表面的环境障涂层体系在1200℃、1300℃下静态氧化和循环氧化100h后皆保持表面完好,无剥落现象,具有较好的抗氧化性能。涂层在1300℃燃气热冲击试验寿命超过100次循环,且在1200℃、15%H_(2)O水汽环境中静态氧化100h以内的耐腐蚀性能良好。

GH2909合金锻件缺口持久敏感性试验与分析

针对低膨胀高温合金GH2909锻造及热处理后锻件持久性能不合格问题,确定合适的热加工工艺参数及合理的工艺方法,改善其锻件缺口持久敏感性,对该合金采用不同的锻造工艺和热处理制度进行试验,观察显微组织和检测室温及高温性能。结果表明:控制锻件热料回炉不低于900℃,模具预热;锻件预热时间系数控制在0.6~0.8 min/mm范围,加热时间系数控制在0.4~0.6 min/mm范围;当第一步锻造和最后一步锻造的加热温度分别为1050℃和1000℃时,变形量增加可使GH2909合金的显微组织细小且分布均匀;2次固溶+2段式时效热处理制度对GH2909合金组织析出物有明显影响,并使室温和高温拉伸强度提高。锻件合格率由6.25%提高到90%以上。

湿吹砂电弧离子镀AlSiY涂层的抗高温腐蚀性能

为解决和减轻航空发动机及燃气轮机高压涡轮叶片合金表面的高温腐蚀问题,采用空心阴极电弧离子镀技术在DZ22定向凝固镍基高温合金表面沉积AlSiY涂层。结果表明,沉积的AlSiY涂层经过高温真空扩散热处理后由表面层、中间层和薄的内扩散层组成,为β–NiAl单相金属间化合物合金,具有高活度扩散渗铝涂层的组织特征。热腐蚀热重分析以及对涂层截面形貌观察结果说明湿吹砂处理显著改善了涂层抗涂盐及燃气高温腐蚀性能。未湿吹砂处理的AlSiY扩散涂层表面的涂盐和燃气热腐蚀产物皆为Al_(2)O_(3)和NiAl_(2)O_(4),氧化膜较厚且涂层内有孔洞形成,涂层几乎全部退化成了γ′–Ni_(3)Al相。经过湿吹砂处理的AlSiY扩散涂层的涂盐和燃气热腐蚀产物都以Al_(2)O_(3)为主,生成的氧化铝膜薄而致密,显著改善涂层的抗高温热腐蚀性能,从而延长涂层的使用寿命。

“精细化”理论在外包产品验证中的应用

本文通过分析外包产品验证流程精细化设计和控制必要性,将“精细化”管理思想导入外包产品验证流程设计过程,提出运用“精细化”管理理论建立外包产品验证流程的方法。

航空发动机管路系统动力学特性综述

航空发动机管路系统主要承受来自机匣和管内流体的耦合激励作用,不同位置机匣传递的基础激励不同,如高低压转子振动、气动载荷、燃烧室火焰脉动和气动噪声激励等,管内流体激励包括介质压力脉动及管路形状改变造成的介质冲击载荷等;同时不同管型的管路通过卡箍、支架、接头等连接部件与机匣和附件相连,存在大量的结构耦合,这些都极易引发管路系统在多源载荷激励下的振动超限,诱发管路及卡箍产生裂纹等故障。为了提高管路系统服役期间的可靠性,在设计阶段需要开展动力学优化设计,并提出相应的设计标准及规范。目前管路系统动力学方面的研究主要聚焦在飞机、舰船及其他输油管路,针对航空发动机管路系统动力学特性的研究相对较少,对管路系统主要支撑部件卡箍静力学及动力学特性表征、弹支边界管路系统动力学特性、流固耦合管路系统动力学特性及管路系统动力学优化这4个方面的研究现状进行了总结与展望,旨在为航空发动机复杂管路系统设计及振动控制提供理论支持和技术指导。

工艺参数对电弧喷涂NiAl涂层孔隙率和显微硬度的影响

使用PRAXAIR-9935设备通过电弧喷涂镍铝丝材得到镍铝涂层。采用正交试验设计方法探索电弧喷涂镍铝涂层孔隙率的变化规律,以获得最佳工艺参数;采用在线监测设备测量了不同实验条件下的焰流强度、粒子速度和温度。使用有能谱分析功能的扫描电子显微镜进行涂层成分和显微组织形貌分析,同时对涂层的硬度进行了测试。根据实验结果制定了最佳工艺参数值,喷涂电流130 A、喷涂电压33 V、雾化空气压力0.4 MPa和喷涂距离120 mm。结果表明,喷涂电压、电流、雾化空气压力和喷涂距离对孔隙率造成不同的影响。使用最佳工艺参数喷涂的镍铝涂层最小孔隙率可降低到5.5%,涂层的组织呈现出典型的层状结构特征。

GH2150合金的热变形行为及动态再结晶规律

采用Gleeble-3800热模拟试验机热模拟压缩试验研究了GH2150合金在不同试验参数下的热变形行为和再结晶演变规律。结果表明,在1000~1200℃范围内,应变速率为0.1~5 s^(-1),变形量分别为30%、50%、70%条件下,合金峰值应力随变形温度升高而降低,随应变速率降低而降低。结合真应力-真应变曲线及阿伦尼乌斯公式得到了GH2150合金的热变形本构方程,采用该方程得到的计算结果与实际结果的平均相对误差为4.36%,相关系数R=0.992,具有较好的吻合性。绘制GH2150合金动态再结晶图发现大变形量有利于提高再结晶分数,合金再结晶行为在50%变形量下主要受变形温度影响,在70%变形量下采用低应变速率更有利于再结晶发生。