摘要：以单晶涡轮叶片发生再结晶的榫头进气窗口为研究对象,基于镍基单晶合金再结晶临界应力模型,通过单晶叶片铸造热应力场仿真计算,建立了最大残余应力与结构参数和温度的关系模型;并在此基础上,以最大铸造残余应力不大于再结晶临界应力、冷气通道面积不变和满足强度为约束条件,求出了不发生再结晶条件下的临界应力与结构设计参数和热处理温度的映射模型。最后通过对实际叶片榫头进气窗口的优化设计和试验对比分析,验证了本文方法的有效性。结果表明,优化后榫头进气窗口最大铸造残余应力下降30%以上,原有的再结晶现象消除。

摘要：为了研究进气畸变对某燃烧室出口温度场性能的影响,根据压气机部件试验出口压力分布设计了畸变板,将其加装到燃烧室前开展部件试验,并使用火焰面生成流形模型(flamelet generated manifolds,FGM)进行均匀流进气、畸变进气的燃烧仿真,分析畸变引起变化的原因。结果表明:燃烧室进气畸变会带来扩压器后的三股流分配变化,使得火焰筒头部进气量减少和掺混孔后燃气掺混效果下降,最终导致燃烧室出口温度分布系数(overal temperature distribition factor,OTDF)和径向温度分布系数(radial temperature distribition factor,RTDF)变差。

摘要：分析FGH96涡轮盘的尺寸效应,分析了分别适合于FGH96亚尺寸盘和全尺寸盘的低循环疲劳寿命预测方法.成功设计了FGH96亚尺寸盘、全尺寸裂纹扩展盘试验件;通过低循环疲劳试验,展现了两种不同的低循环疲劳失效机理,验证了提出的低循环疲劳寿命预测方法;通过裂纹扩展试验,获得了FGH96全尺寸轮盘的裂纹扩展特性,揭示了FGH96全尺寸涡轮盘与紧凑拉伸试样裂纹扩展特性具有显著差别的客观规律;获得FGH96全尺寸涡轮盘580℃损伤容限值,明确某发动机高压涡轮盘损伤容限水平.

摘要：针对单晶涡轮叶片榫头进气窗口区域的再结晶问题,以降低叶片榫头进气窗口应力集中区域残余应力值为目标,基于仿真迭代,通过对榫头进气窗口圆角半径的优化,实现了对再结晶区域精铸残余应力的调控。结果表明,单晶涡轮叶片进气窗口圆角半角R为1.2 mm时,应力集中区域热残余应力下降28.1%。通过实验证明该参数下进气窗口再结晶现象得到消除。

摘要：采用选晶法制备不同结构的DD6单晶拉伸试样,通过对不同温度下[001]晶体取向的薄壁圆管与圆柱试棒拉伸试验,研究了DD6单晶试样结构对其热拉伸性能的影响。结果表明:在不同变形条件下,[001]取向孔内径Φ6.0mm的薄壁圆管极限强度比孔内径Φ7.0 mm高6.7%;而[001]取向薄壁圆管的拉伸性能比同条件圆柱试棒的拉伸性能高9.8%。试样结构对其性能的影响不明显,而试验温度与拉伸速率对其力学性能的影响较为显著。

摘要：航空发动机涡轮叶片测温技术能够揭示涡轮叶片的温度分布情况,对其开展性能评估、失效分析和优化设计具有重要意义。涡轮进口温度的不断提升对应用于航空发动机涡轮叶片的测温技术提出了更高的要求。现有的航空发动机涡轮叶片接触式测温技术可采集叶片表面温度和近表面气流温度,本文主要介绍了三种应用于涡轮叶片的接触式测温技术,包括薄膜热电偶、测温晶体和示温漆,简要说明了三种测温技术的工作原理,归纳了国内外应用现状,总结了各自的优势与不足,并对其发展方向进行了展望。

摘要：根据高压压气机盘螺栓孔结构,设计中心孔板材疲劳试样.表征了孔挤压强化后的表面轮廓,分析了在多种交变载荷条件下孔挤压前后试样的疲劳寿命,并进行了断口观察和疲劳过程中孔挤压残余应力的演化分析.结果表明:孔挤压强化减小了孔壁表面粗糙度,并使孔结构在多种高温大应力条件下的高温疲劳性能提高1~3倍,但疲劳数据分散度略有增大.孔挤压残余应力在最大拉应力为663MPa,温度为600℃,应力比为0.1条件下20 000次疲劳试验中松弛到60%.原始试样的多源疲劳断口主要起源于孔边的加工刀痕,而挤压强化试样断口起源于孔挤压在倒角区域流动金属堆积处,为单源疲劳断口.

摘要：介绍多学科优化设计(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)算法的核心和应用价值,概述BLISS算法的总体框架.以2个相互耦合系统的方程组为算例,利用Isight搭建BLISS算法流程并进行求解.计算结果表明:BLISS算法的优化效果良好,收敛速度快,因此BLISS是很有价值的MDO算法.