高温合金涡轮盘锻件成形工艺研究

高温合金涡轮盘锻造成形工艺对于涡轮盘的制造至关重要。为了达到提高锻造质量的目的,以某GH4169涡轮盘为例,指出了传统涡轮盘锻造工艺存在的缺陷和问题,介绍了新工艺锻件成形过程,锻件技术指标满足要求,对涡轮盘制造具有积极的借鉴和促进作用。     

某燃机涡轮盘损伤程度判定研究

某燃机涡轮盘工作时发生超温损伤,为判定涡轮盘的损伤程度,确定该盘能否继续使用,探索了一些可行的分析研究方法,即不破坏零件保证修复,又能有合理的分析方法.为此采用了显微组织对比分析和硬度检查的方法进行综合判定.通过这些分析确定了该涡轮盘的状态,为涡轮盘的修复和继续使用提供了有力的技术依据.     

航空发动机高压涡轮盘辐板裂纹分析

航空发动机高压涡轮盘在外场使用后大修时,荧光检查发现后封严臂根部有裂纹显示。裂纹位于涡轮盘辐板与后封严臂转接R处,沿圆周分布,宏观上不连续。为查明涡轮盘产生裂纹的原因,本文对故障件的外观尺寸进行了检查,对开裂涡轮盘的化学成分和力学性能进行了测试,对断口进行了宏观和微观观察,并对涡轮盘裂纹处进行了应力分析和疲劳寿命评估以及实物件模拟试验,实现了故障再现。试验和分析结果表明,涡轮盘辐板与后封严臂转接R处的裂纹性质为低周疲劳裂纹,该位置的应力过大是裂纹形成的主要原因。     

基于DEFORM-2D的GH4169合金涡轮盘的热模锻残余应力研究

在GH4169合金涡轮盘的实际锻造过程中会产生残余应力,影响涡轮盘的完整性与机械性能。为此使用DEFORM-2D软件对某GH4169合金涡轮盘的热模锻过程进行了数值模拟,获得了涡轮盘上的残余应力分布特征。同时,使用XRD(X射线衍射)测试全尺盘表面残余应力,并与DEFORM-2D模拟结果进行对比,两者结果较为接近,DEFORM-2D模拟结果较为理想。然后,以正交实验对涡轮盘的热模锻工艺进行优化,并分析了不同工艺参数对涡轮盘热模锻残余应力的影响。结果表明,当坯料温度为1100℃,模具温度为1050℃,变形速率为2 mm·s~(-1),摩擦系数为0.2时,可以获得残余应力较小的涡轮盘。涡轮盘的残余应力主要集中在径向方向,轮毂、轮芯表面以及轮缘的过渡圆角处残余应力较大,易发生开裂。坯料温度对涡轮盘锻造残余应力的影响最大,其次为模具温度,而变形速率和摩擦系数的影响较小。     

双金属结合面缺陷的凸面相控阵超声检测

采用凸面相控阵探头检测双金属涡轮盘内部,根据小孔径涡轮盘结合面缺陷的结构特征、双金属涡轮盘的结构特点以及扩散焊工艺的连接特点等,首先在理论上分析了相控阵超声的声场特性,然后利用CIVA仿真软件设计了一种8阵元凸面相控阵换能器,通过选择合适的相控阵参数,有效地抑制了声束扩散,并在涡轮盘试块中获得了较好的聚焦效果.检测结果...     

基于Deform-3D和正交实验法的GH4169合金涡轮盘热模锻工艺优化

在Deform-3D有限元数值模拟过程中应用正交实验设计方法,对涡轮盘热模锻工艺进行优化设计,并系统分析不同工艺参数对终锻涡轮盘微观组织的影响规律。结果表明:当GH4169合金涡轮盘变形温度为1010℃,模具温度为960℃,变形速率为1mm·s-1,摩擦系数为0.02时,可以获得微观组织较均匀的终锻件。同时,按照最优工艺进行了涡轮盘的试制,并通过对实际涡轮盘的解剖分析,证实模拟计算结果与实际解剖结果吻合较好。该研究方法可为实际生产的工艺参数优化选择提供可行的研究方法和理论依据。     

矢志航空特种锻造的技术创新与产业发展

<正>涡轮盘作为发动机核心热端部件,直接决定航空发动机的推重比。飞机超音速巡航时涡轮盘在超高温条件下转速高达20000r/min以上,严苛的超高温和超高转速服役环境要求涡轮盘必须具备卓越的微观结构和力学性能。围绕重大发动机型号对复杂形状、超高温度、超快转速的涡轮盘装机需求,针对高温合金稳定塑性流变、充分均匀细化、显著结构梯度化制造难题,     

高温合金涡轮盘制备数值模拟方法研究进展

通过数值模拟的方式可以研究涡轮盘制备各个工艺环节的影响因素,实现对涡轮盘成品性能的严格控制。本文综述了涡轮盘典型制备路线：真空感应熔炼、电渣重溶、真空电弧重熔、均匀化处理、开坯、锻造和热处理七个工艺阶段的数值模拟计算方法的发展现状,归纳了各工艺阶段的模型构建方法和研究重点。然后阐述了目前对合金产品制备过程集成模拟的研究进展,并介绍了本课题组进行的涡轮盘制备全流程数值模拟工作。最后分析了多工艺集成化模拟的难点,为未来涡轮盘制备过程的全流程集成模拟提供借鉴。     

基于ERSM涡轮盘径向变形的非线性动态概率分析

为了准确设计高压涡轮盘和叶尖间隙,从概率的角度进行了涡轮盘径向变形的分析。介绍了高精度高效率的非线性动态概率分析的极值响应面方法(Extremum Response Surface Method, ERSM),并建立了其数学模型。考虑材料属性和边界条件的非线性,以及热载荷和离心载荷的动态性,基于ERSM对涡轮盘径向变形进行了非线性动态概率分析,得到了输入输出参数的分布特征和影响涡轮盘径向动态变形的主要因素。最后,通过方法比较,验证了ERSM在保证计算精度的前提下能大大提高计算速度,节约计算时间,改善计算效率。为进行更有效的涡轮盘设计和优化,改善叶尖间隙设计和控制的合理性提供了有效依据。      

以铸代锻——电渣熔铸涡轮盘

某机组涡轮盘尺寸较大,采用 GH36合金要在大型锻压设备上锻造毛坯。大钢锭内部偏析引起锻件的带状组织及点偏析对涡轮盘质量是个问题。而且由于锻压设备条件限制,变形不均匀,锻件的低倍组织和性能均匀性也不好。为了满足该机组涡轮盘的性能要求,选用 GH     

GH4169合金涡轮盘锻件晶粒度分析和控制

以低压一级涡轮盘为典型件进行生产试制。结合有限元模拟分析可知,轮毂中心部位为难变形区,晶粒也容易长大。应优化设计,进一步提高GH4169合金涡轮盘锻件质量。     

Microstructure optimization in design of forging processes

A new approach based on sensitivity analysis for optimizing the microstructure development during the forging processes is proposed in this work. The analytical sensitivities of the recrystallization volume fraction and dynamically recrystalized grain size with respect to the design variables are derived. The mean grain size in each finite element is introduced so that the complex recrystallization mechanics, such as no recrystallization, partial recrystallization and complete recrystallization are all considered. The objective is to minimize a function describing the variance of mean grain size and the average value of mean grain size in the whole final product. Two constraints are imposed on die underfill and excessive material waste. Two different kinds of design variables are considered, including state parameter (initial shape of billet) and process parameter (die velocity). The optimization scheme is demonstrated with the design of a turbine disk made of Waspaloy in non-isothermal forging process. The optimal initial shape of billet and the die velocity are obtained.     

GH4169合金涡轮盘热模锻中晶粒尺寸演变的数值模拟与分析

针对GH4169合金涡轮盘热模锻中易出现粗晶、混晶等显微组织缺陷,通过热模拟压缩实验和热变形后热处理实验,研究分析了GH4169合金在热变形和后续热处理中的显微组织演变规律,并建立了晶粒尺寸演变模型。实验结果表明:GH4169合金在热变形中的主要显微组织演变机制为动态再结晶,热变形后热处理中的主要显微组织演变机制为晶粒长大和孪晶生成。将晶粒尺寸演变模型与有限元结合,对某GH4169合金涡轮盘热模锻中的晶粒尺寸演变进行了预测分析,预测结果与实际结果一致。     

基于ANN的涡轮盘等温成形过程模拟电路模型

为提高锻件质量和成品率,有必要建立一种适合于实时控制的锻件成形过程模型.利用有限元模拟技术对涡轮盘的等温成形过程进行了虚拟正交试验,通过对成形过程的载荷--行程曲线的分析,建立了粉末高温合金涡轮盘件等温成形过程的人工神经网络(ANN)模型,并将其映射成模拟电路模型.以此模拟电路模型为参考模型,应用于模型参考自适应控制(MRAC)系统,对涡轮盘件等温成形过程进行控制.结果表明,所建立的ANN模型及其模拟电路模型对粉末高温合金涡轮盘件等温成形过程的拟合精度很高,且控制参数始终与模型输出相吻合,为实现盘件成形过程的实时控制奠定了基础.     

PM René 95合金涡轮盘等温锻造工艺的模拟式设计

利用热力耦合有限元程序FORMT,对PM　Rene95合金中等尺寸（外径尺寸约为630mm）涡轮盘的等温锻造工艺进行了模拟式设计.结果表明,采用TZM钼基合金模具。在1050℃以接近10-3s-1的应变速率进行闭式模锻和开式模锻,模具材料均能满足使用要求,且开式模锻设备最大载荷不超过31×103kN;采用K21合金模具,在1000℃以相同条件等温成形。模具材料因变形热效应及边界摩擦引起温升而失效且所需设备吨位相对较大.     

重型燃机叶片锻造过程的三维热力耦合有限元模拟

利用热力耦合刚粘塑性有限元法,对某重型燃机叶片的多工步锻造过程进行了数值模拟研究。通过有限元数值模拟,分析了锻造过程中的金属流线分布,得到了温度场、应力应变场等热力参数的场量分布,从而揭示了叶片锻造的变形机理。实际锻造工艺试验与数值模拟结果吻合较好,从而验证了热力耦合有限元模型的可靠性。该研究对掌握叶片锻造变形规律具有重要意义,为叶片锻造工艺的优化设计提供了参考。     

高温合金涡轮盘锻造工艺

航空航天发动机涡轮盘材料GH4133B是一种特殊的镍基高温合金新材料,该材料锻造成形时塑性低、变形抗力特别大、可锻温度范围窄、导热性差,且锻件的晶粒尺寸不能通过热处理细化,所以要满足锻件的内在质量要求,必须制定合理的工艺路线.本文从材料的化学成分、锻造工艺、模具设计和生产试制等方面介绍了涡轮盘的生产过程.其中,为了满足对锻造加热火次和每火次的锻造变形量的控制,提出了锻坯准备、表面清理、表面涂料、加热、刻标记和检验的新工艺路线.经验证通过热处理固溶、时效后的涡轮盘锻件,其力学性能完全达到使用要求,并且已批量生产,效果良好.     

离心风机叶轮盖盘热锻有限元分析

采用热锻工艺方法对离心风机中叶轮盖盘进行成形研究。首先对盖盘常用材料FV520B进行了热模拟性能测试,建立了该材料的本构方程,利用该本构方程在Deform-3D平台下对盖盘热锻成形过程进行了有限元模拟研究,获得了盖盘热锻成形过程中成形力的变化,以及成形工件的应力、应变、温度和损伤分布,为盖盘热锻成形新工艺的实验研究提供了理论依据。     

GH4169合金盘件热变形后不同冷却速率条件下的组织模拟

对GH4169合金涡轮盘锻件进行模拟研究,利用有限元模拟软件结合二次开发对热变形后的涡轮盘的锻后温度及应变的分布规律进行模拟预测。同时,对热变形后盘件进行不同冷却速率的显微组织模拟预测研究。结果显示：该热变形计算流程方法可行,可以实现不同冷却速率下显微组织的模拟;显示热变形后的涡轮盘经过水冷、油冷和空冷等冷却,冷却速率越快晶粒越细小,而再结晶分数越少。该结果对实际GH4169合金涡轮盘锻造热加工可提供指导。     

Forging preform design with shape complexity control in simulating backward deformation

This paper presents a preform design method which employs an alternative boundary node release criterion in the finite element simulation of backward deformation of forging processes. The method makes use of the shape complexity factor which provides an effective measure of forging difficulty. The objective is to release die contacting nodes in a sequence which will minimize the geometric complexity throughout the backward deformation simulation. This is done by calculating the effect of releasing each of a select group of boundary element nodes at each finite element solution step. The particular detached node which results in the minimum shape complexity factor will be released for the current step. This process continues for each backward step until the last few nodes remain in contact. This design method is demonstrated through the simulated forging of an integrated blade and rotor turbine disk blank. A preform shape developed by this method is compared with an empirically designed preform. Performance parameters for comparison include die fill, flash volume, effective strain variance, frictional power and die load. Comparing the results of the forward simulations indicates improved performance of the preform design using FEM based backward deformation method over that of the empirical design.