某新型航空发动机火焰筒为复杂的薄壁环形结构,主要包括5个零件,由多种焊接方法将各零件连接而成。该构件加工精度要求很高,但由于其薄壁结构,在焊接时容易发生变形,影响火焰筒的装配和使用性能,给航空器埋下隐患。本课题主要的研究对象为火焰筒组件A的TIG焊过程和组件B的两道电子束焊过程。其中组件A包括零件1和零件2,组件B包括零件3、零件4和零件5,组件B的子组件B₃₄包括零件3和零件4,子组件B₄₅包括零件4和零件5。本文基于热弹塑性理论,采用有限元分析软件SYSWELD,施加双椭球热源模型,分别对组件A和组件B的焊接过程进行有限元模拟分析。从分段焊接的角度对组件A和组件B的焊后变形进行控制,并进行试验验证。主要研究内容及结论如下:首先建立火焰筒材料高温合金GH536的热物理和力学性能数据库;采用改进的自适应遗传算法分别对TIG焊和电子束焊的双椭球热源模型参数进行求解,完成热源校核;同时建立了各组件的有限元网格模型。分别模拟了单独焊接组件A、子组件B₃₄和子组件B₄₅的温度场、应力场和变形情况。分析发现,三个焊接过程中的等效残余应力均主要分布在焊缝及其附近区域;组件A中零件2焊后变形量较大,且主要为轴向变形;子组件B₃₄焊后变形主要分布于焊缝附近,轴向变形较小,径向变形较大;子组件B₄₅的焊后变形主要分布于零件4,最大变形为3.18mm,远大于子组件B₃₄中零件4的变形量,故认为现用工艺中,组件B的焊接成型过程中先焊零件3和零件4,再焊子组件B₃₄和零件5的顺序是合理的。不同的分段焊接方案对焊接变形有较大的影响。相比不进行分段焊接,采用分四段逐步退焊的方案对组件A进行焊接,轴向和径向最大变形量分别降低了43.3%和34.4%;采用分四段进行逐步退焊的分段方案使子组件B₃₄焊后最大变形降低26.1%;采用分两段进行轴对称焊的方案使子组件B₄₅焊后变形降低了46.8%。认为分四段进行逐步退焊是组件A以及组件B的第一道焊的最优分段焊接方案,分两段进行轴对称焊接是组件B的第二道焊的优化方案。相比不分段焊接,采用分段焊接时组件B装配焊接后最大变形降低了29.7%,且三个主方向变形分量均有所降低;两种情况下变形分布相似,轴向变形主要位于零件5,且变形量较大,径向变形主要位于两道焊缝附近,相对轴向较小。采用工艺试验对组件A和组件B的焊接工艺优化方案进行验证,结果表明,对组件A和组件B采用的分段焊接控制变形的方案可行。