内含硬α夹杂钛合金轮盘裂纹扩展研究

为研究钛合金轮盘内部硬α夹杂疲劳裂纹扩展特性，对含预置硬α夹杂钛合金轮盘开展低循环疲劳裂纹扩展试验。结果表明:5229次循环后轮盘破裂；疲劳断口宏观、微观特征显示，预置硬α夹杂为本次疲劳破坏的疲劳源；在裂纹扩展前期，轮盘断口裂纹扩展速率较材料试验数据快；在裂纹扩展中期，断口裂纹扩展速率曲线呈对数线性关系；为了解决疲劳裂纹扩展后期疲劳条带不易识别的问题，使用等效裂纹扩展模型拟合断口裂纹扩展速率曲线，从而可以利用疲劳条带宽度来计算总寿命。同时，利用断口数据，提出和总结了预置硬α夹杂钛合金轮盘裂纹扩展特性仿真研究的方法。仿真研究显示:基于Paris公式建立裂纹扩展模型能较好地预测轮盘裂纹扩展特性；轮盘由于疲劳发生最终断裂破坏时，裂纹前沿的应力强度因子远大于断裂韧性，因此，不宜使用应力强度因子直接作为破裂准则。     

涡轮盘中心孔三维疲劳裂纹扩展分析

基于有限元软件ABAQUS和三维裂纹扩展分析软件Franc3D,对涡轮盘中心孔三维疲劳裂纹扩展进行研究分析。首先,对平板试样表面裂纹进行裂纹扩展模拟计算研究,对比手册中Gross/Brown理论模型验证裂纹扩展应力强度因子数值模拟的准确性;其次,针对涡扇发动机涡轮盘结构,对轮盘不同外缘等效应力、转速情况的应力强度因子以及考虑初始缺陷的三维疲劳裂纹扩展寿命进行计算;最后,讨论发动机载荷差异对应力强度因子和裂纹扩展寿命影响规律。结果表明:在相同裂纹长度时,应力强度因子随着轮盘外缘等效应力和转速增加而增大,载荷越大疲劳寿命则越短,且裂纹越长,影响越大。为工程上三维裂纹扩展计算以及寿命评估提供参考。     

陶瓷基复合材料结构固有频率与内部损伤分析

通过室温条件下的循环加卸载试验,研究编织SiC/SiC复合材料固有频率特性及内部损伤演化过程。结果表明:固有频率随循环加卸载过程中峰值应力的增大而减小,通过分别定义频率衰退参数Φ与模量衰退参数D表征了复合材料固有频率与弹性模量的折减程度。基于细观力学理论对编织陶瓷基复合材料循环加卸载迟滞回线进行理论计算,理论模拟结果与试验数据良好吻合。同时,分析计算结果还发现,随着循环加卸载过程中Φ的增加,材料弹性模量衰退参数D、界面脱粘比2l_d/l_c和纤维断裂概率q均呈明显上升趋势,当陶瓷基复合材料结构固有频率衰退1%时,基体出现开裂,界面发生脱粘;当固有频率衰退4.17%时,2l_d/l_c上升至1（即完全脱粘）,q增加到2.5%,这表明复合材料固有频率的变化可以反映出材料内部的损伤失效过程。     

湘潭电厂二期2×600 MW机组电气主接线的特点探讨

湘潭电厂二期扩建2×600 MW超临界机组,其电气主接线具有突出的特点:两发电机-变压器组为单元接线,发电机出口装有CCB,2回500 kV出线为内桥接线,将来可以过渡到3/2开关接线;取消启/备变,也不设停机变;每台机组设1台高厂变和1台公用变,2台机组的高厂变和公用变互为备用;高厂变和公用变均改为无载调压.电气二次回路保护装置及运行方式亦作相应调整.     

基于非周期分量的电机纵联差动保护新原理

电机内部故障时,其两侧暂态非周期分量表现为故障分量;而外部故障时,其两侧暂态非周期分量表现为穿越电流。根据这一特性,利用测量所得的非周期分量对故障进行判断,实现对电机的保护,为电机的正常运行提供保障。     

陶瓷基复合材料涡轮叶盘设计、制备与考核验证

涡轮转子是燃气涡轮发动机的核心部件。针对SiC/SiC涡轮叶盘设计、制备与考核验证开展研究,采用蛛网仿形(SWS)SiC纤维预制体作为涡轮叶盘的增强体,预制体表面分别沉积BN界面相与SiC基体,通“在线加工”方式对SiC/SiC涡轮叶盘分别进行粗加工和精加工,采用大气等离子喷涂方法制备环境障碍涂层,形成满足设计要求的涡轮叶盘。采用CT对SiC/SiC涡轮叶盘进行无损检测,表征叶盘内部缺陷分布。针对制备的SiC/SiC涡轮叶盘开展性能评价、超转试验、台架试验等考核验证,研究表明：SiC/SiC涡轮叶盘最大破坏强度达到300 MPa;在室温超转试验中,当转速达到n=104 166 r/min时,叶片发生断裂,当转速达到n=108 072 r/min时,轮体发生破裂;在发动机台架试验中,累积完成了N=994次最高转速n_max=60 000 r/min的循环载荷及N=100次最高转速n_max=70 000 r/min的循环载荷试车考核。2022年1月1日,SiC/SiC涡轮叶盘在株洲成功完成了首次飞行试验验证,这也是国内陶瓷基复合材料转子首次配装平台...     

SiC/SiC陶瓷基复合材料环境障涂层热冲击失效机理分析

环境障涂层（EBCs）是确保陶瓷基复合材料在航空发动机使用环境下可靠性与耐久性的关键因素。以聚合物浸渍热解（PIP）和化学气相渗透（CVI）工艺制备的SiC/SiC陶瓷基复合材料为基体,采用大气等离子喷涂（APS）在SiC/SiC复合材料表面制备EBCs,并分别在1200、1300 ℃进行热冲击试验。结果表明:PIP-SiC/SiC基体表面的EBCs在1200 ℃经历1425次热冲击出现了涂层剥落现象,而CVI-SiC/SiC基体表面的EBCs在1300 ℃经历2000次热冲击循环后,涂层表面依然完整,未见失效和剥落现象,这主要是由于基体的热导率差异造成的。     

选区激光熔化成形Inconel 625合金的激光焊接头组织及高温蠕变性能

采用光学显微镜、扫描电镜、X射线衍射仪和能谱仪等对选区激光熔化 (SLM) 成形Inconel 625合金的激光焊接头组织特征及高温蠕变性能进行研究分析. 结果表明，SLM成形Inconel 625合金的激光焊接头质量良好，无明显的制造缺陷存在. SLM成形Inconel 625合金激光焊焊接试样的组织主要由母材区的等轴奥氏体组织以及焊缝区的柱状枝晶组成. 高温蠕变试验结果显示，试样的蠕变时间随着应力的增大急剧下降. 较高的应力水平（200 MPa）对合金在同一温度下的蠕变性能影响很大，会导致蠕变变形直接进入蠕变第三阶段——加速阶段，引发试样较早发生断裂. 断口分析表明，所有试样断裂均发生在母材区或近热影响区，母材区观测有大量二次裂纹，熔覆区未观察到明显裂纹. 蠕变断口形貌呈冰糖块状特征，表明断裂模式主要为沿晶断裂. 高温下晶界滑移引发的形变位移是晶界空洞形核的主要机制.     

某涡扇发动机篦齿盘均压孔损伤容限分析方法

大修记录表明,某小涵道比涡扇发动机第9级篦齿盘发生多起均压孔疲劳裂纹萌生。为了估计该篦齿盘均压孔边失效风险,发展了一种基于有限元计算裂纹扩展的损伤容限评估方法。首先,研究了孔边初始缺陷的Monte Carlo模拟方法,得到孔边含制造缺陷的深度分布数据;其次,利用AC 33.70-2推荐的电涡流检测法给出的缺陷检测概率曲线,讨论了缺陷检出模拟方法。在此基础上,针对AC 33.70-2给出的钛合金压气机偏心孔案例,采用Abaqus/Franc3D对偏心孔角裂纹和表面裂纹扩展进行了数值模拟,并结合初始缺陷的Monte Carlo模拟结果和缺陷检出模拟,评估了压气机轮盘偏心孔风险,验证了方法的准确性。最后,针对某涡扇发动机篦齿盘均压孔进行了裂纹扩展模拟、损伤容限及风险评估。     

基于临界距离-临界平面方法预测DZ125缺口低循环疲劳寿命

考虑到镍基定向凝固合金滑移相关的塑性流动和裂纹萌生机制,视其面心立方晶体结构中可能开动的滑移系为临界平面并以最大分切应变范围(∆γmax)为损伤参数,分别采用热点法和临界距离理论(Theory of critical distance,TCD)对DZ125的低循环疲劳寿命进行分析和预测。研究结果表明,基于热点法的临界平面法其寿命预测偏保守,且应力集中程度越大其保守程度越明显;运用TCD时发现,缺口试件的临界距离不仅同材料、失效寿命以及应力比有关,同应力集中程度亦相关。如果以尖锐缺口试件为校准试样或采用平均思想处理临界距离,其寿命分散带均大于10倍。而假定临界距离同应力集中程度相关时获得的寿命预测分散带缩小为2倍。