涡轮叶片材料非线性应力数值分析

针对涡轮转子叶片建立了离心拉伸的数值分析模型.基于ANSYS软件的静力分析功能,利用有限元分析方法研究了涡轮转子叶片高速旋转时离心力所引起的拉伸变形,模拟了转子叶片高速旋转时应力场的分布情况.同时对涡轮叶片力学模拟中的应力值偏大问题从材料非线性角度进行了分析和探讨,在此基础上结合整个涡轮叶片的实际工作状况对其模拟结果进行了定性分析,验证了其分析方法的可行性,为实际涡轮叶片设计优化提供了理论依据.     

超高速涡轮叶片失效分析及改进研究

超高速涡轮泵是超高速整体式燃气液压能源系统的关键部件,也是唯一做超高速运转的核心部件。在其研究试验过程中,发生了多次涡轮叶片失效故障。针对该失效形式,对涡轮叶片进行深入的静强度及动强度分析后,提出一种叶片优化设计改进方法,并通过多次试验考核,验证了该项改进的可行性和正确性。     

激光和去应力处理对陶瓷涂层抗热损伤性能的作用

本文研究了激光处理和去应力退火对等离子喷涂热障涂层抗热损伤性能的影响。利用彩色金相、扫描电镜、X射线衍射、拉伸试验,对处理前后的组织结构、抗拉强度进行了检测。结果表明:涂层经激光处理后,基体与Ni/Al界面呈铸态组织,其结合强度明显提高;去应力退火使涂层抗热损伤性能提高,尤以24wt％MgO—ZrO_2涂层效果最佳。     

等离子喷涂 ZrO2基纳米涂层研究进展

ZrO2基纳米涂层具有低的气孔率、高的硬度和结合强度值,具有较低的热导率和较好的抗热冲击能力,且工艺成本低于电子束物理气相沉积,具有良好的应用前景;综述了近年来国内外纳米 ZrO2基陶瓷涂层的制备工艺方法,主要包括纳米粉体等离子喷涂工艺、液相等离子喷涂工艺以及等离子喷涂－物理气相沉积工艺等,综述了涂层稳定掺杂剂研究现状以及涂层后处理工艺等研究进展,对研究和应用前景进行了展望。     

航天飞机主发动机涡轮叶片的简化循环结构分析

在可重复使用的航天推进系统中,为满足高压涡轮泵叶片的安全性和耐用性要求,使用了各向异性高温合金。本文对NASA刘易斯研究中心提出的一种非弹性结构分析简化方法在各向异性部件上的应用进行了评价。这种方法以用弹性有限元法计算的临界裂纹起始位置处的总应变曲线作为输入,对航天飞机主发动机的第一级高压燃料涡轮泵叶片进行了循环热交换分析和结构分析。叶片材料为定向凝固MAR-M246合金(镍基高温合金)。本分析以试验台样机的典型循环试验为基础,用MARC非线性有限元计算机程序和简化方法计算了叶剖面临界位置的应力-应变曲线。还分析了人为降低材料的屈服程度,导致塑性应变增大,以增加问题的严重程度。由两种方法计算出的应力一应变预计值很一致。简化分析所用的时间仅为非线性有限元分析所用的中央处理机时间的0.02％(弹性有限元分析为5％)。     

涡轮叶片的优化和反设计技术研究

对于涡轮叶片的设计，提出了一种参数优化和ＣＦＤ分析模式相结合的设计方法。通过叶片几何特性参数优化的方法，使目标设计函数最小。也就是说在无条件优化时，使设计得到的涡流区和已定涡流区相匹配；在有条件优化时，使由于叶栅漩涡造成的激波总压损失最小。它适用于二维叶栅的超音速和跨音速无粘流体中。还对优化技术和现有的反设计技术进行了比较。     

矩阵式高温涡轮叶片水流量计算及验证

以某型船用燃机矩阵式冷却结构的涡轮叶片为例,进行了水流量计算及实验验证。该叶片工作环境约为850％、压力为0．45MPa。严格参照叶片设计图纸,分别采用一维、三维设计软件建立计算模型,进行了水流量对比计算分析。在此基础上,根据批量生产的叶片进行水流量数据试验,对比实验验证,计算结果最大误差为5．62％。     

参数化的涡轮叶片特征零件建模

针对涡轮设计和优化的问题,提出了将涡轮叶片常见的几种叶型、榫头和橼板形式进行组合配对,建立参数化涡轮叶片零件和零件库。给出了基于特征建模技术的叶片参数化零件建模方法。该零件库在实际使用过程中,可以根据所需叶型类型、橼板和榫头结构形式选择相应的叶片零件,通过更改零件的尺寸参数,完成涡轮叶片的设计。该涡轮叶片设计方法可以极大提高设计人员的工作效率。     

航天飞机主发动机涡轮叶片单晶超导合金的研究

本文研讨了航天飞机主发动机涡轮叶片单晶超导合金的性能。试验了样品在常温和高温条件下的抗拉强度。给出了柔度系数和动力弹性模数与温度之间的关系曲线。计算了航天飞机主发动机涡轮叶片的振动性能。     

涡轮叶片冷却技术的发展及关键技术

简单介绍了涡轮叶片冷却技术的基本原理和重要性,在此基础上对国外涡轮叶片冷却技术的研究进展进行了追踪,对相关文献资料进行汇总分析后提出了涡轮叶片冷却技术的发展趋势和关键技术,并对将涡轮叶片冷却技术应用于弹用涡扇发动机进行了可行性分析。     

微弧等离子喷涂制备空心莫来石隔热涂层研究

采用微弧等离子喷涂方法制备了空心微珠莫来石隔热涂层。研究了涂层的结合强度、隔热性能和抗热震性能。实验结果表明：拉伸断裂发生在莫来石涂层内,涂层的平均结合强度约为5.63 MPa;稳态测量涂层隔热温度,当涂层表面温度为400℃～800℃时,涂层的隔热温度变化范围为11.5℃～40℃;热震温度为400℃～800℃间隔100℃时,涂层的抗热震次数分别为165、135、117、81和34次;涂层先从试样边沿开始剥落,并呈加速剥落的趋势。涂层失效主要原因是由于热震过程中残余应力积聚造成的。     

燃气舵表面 ZrO 2涂层热结构耦合分析

基于流体计算软件FLUENT和有限元分析软件ANSYS对燃气舵表面ZrO2涂层进行了热结构耦合的分析,主要对不同厚度（0.5 mm,1.0 mm和1.5 mm） ZrO2涂层表面的瞬态温度及其引起的相变和热应力进行了研究。结果表明,ZrO2涂层的厚度增加后应力值增大导致超过其屈服强度以及ZrO2涂层温度达到相变温度引发相变是其失效的主要原因;燃气舵的失效与ZrO2涂层的失效密切相关。计算结果对探究“消熔舵”技术中ZrO2涂层及燃气舵的失效行为有一定的指导意义。     

涂层结构对梯度涂层温度与应力分布的影响

采用多层平板模型,利用有限元分析软件计算了不同涂层结构下梯度涂层高炉风口的温度场与应力场,并分析了涂层结构对梯度涂层内部温度分布与应力分布的影响。结果表明,涂层结构变化可以影响涂层内温度与应力的大小及转折点的位置。试验中设计的梯度涂层具有良好的隔热性能,且涂层内应力变化缓慢。当底层、中间层及面层厚度比为1∶1∶3时,涂层隔热效果最好,隔热温度达77℃;底层、中间层及面层厚度比为1∶2∶2时,涂层最大等效应力最小,其值为1.52E+9Pa。     

固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究

采用顺序间接耦合的方法,针对某固体火箭发动机所使用的燃气舵,开展了偏转角度分别为0°、30°、45°的热分析数值研究.计算结果表明:偏转角度为0°、30°、45°时最大温度位置都出现在燃气舵前端;燃气在舵面上发生分离的区域主要是型面角度变化陡峭处,随着偏转角度的改变,分离点对温度影响程度也不同;偏转角的改变造成对附近流场的干扰程度增加,造成燃气在舵面上分离区域的改变,导致燃气舵侧面温度分布发生变化.     

Structure Analysis for a New Type of Vane Hydraulic Damper Using Magneto-rheological Fluid

Over recent years the progress in actuator and microelectronics technology has made intelligent suspension systems feasible.Based on conventional vane hydraulic damper,a new vane magneto-rheological fluid（MRF） damper with fail-safe capability is designed.Firstly,the mathematical model of damping moment is deduced based on the parallel-plate model and Bingham model of MR fluids.Secondly,some influence factors of damping adjustable multiple are analyzed to provide some ways for augmenting the damping adjustable multiple under the condition of keeping initial damping moment invariable.Finally,the magnetic circuit is designed,and magnetic field distribution is simulated with the magnetic finite element analysis software-ANSOFT.The theory and simulation results confirm that the damping adjustable range of vane MRF damper can meet the requirement of heavy vehicle semi-active suspension system.     

气轮机叶片未知曲面的机器人自动搜寻技术

气轮机叶片淬火时未知曲面的机器人自动搜寻,结合激光非接触检测实现.系统由主控计算机、机器人、等离子淬火焊机、2套叶片定位夹紧装置和激光位移传感器等组成.通过机器人法兰盘中心点与传感器检测点的坐标变换,经寻找叶片淬火区域边点→寻找叶冠淬火区域边点→计算边点坐标→搜寻背部型线→搜寻叶片轨迹型线→计算叶片坐标点等步骤,由主控制器按搜寻空间数据点阵规划机器人作业轨迹.从而实现对未知曲面的自动搜寻.     

Influence of Endwall Contouring on the Secondary Flow in Turbine Nozzle Guide Vane

Numerical simulations are carried out to investigate the effect of the endwall contouring on the secondary flow in turbine nozzle guide vane. The three contoured cascades with the same contouring profile and the different positions where the contoured profile locates at are researched. The results show that the contouring configuration can reduce the aerody- namic losses of the cascade. The flat side takes advantage of a stronger decrease of the losses, compared to the contoured side. The contouring configuration can also inhibit the secondary flow. The contoured cascade in which the contouring profile starts upstream of the airfoil, ends at the middle of the airfoil has the best effect of improving secondary flow.     

功能梯度热障涂层热负荷下的有限元分析

针对ＺｒＯ２－ＮｉＣｒＡｌ材料体系制备的功能梯度热障涂层,采用有限元方法研究了在热负荷下的残余应力,隔热工作应力和循环状态下的瞬态温度和瞬态热应力,为该材料体系在制备和使用过程中的性能评价,破坏机理的分析等提供重要的理论依据。     

某涡轮叶轮强度振动寿命分析与评估

针对某型飞行器使用的高负荷涡轮增压器,对其涡轮关键件进行强度振动寿命的计算分析,并从力学角度对结构设计进行评估。研究结果表明,涡轮叶轮应力幅值区出现在进气端盘轴连接处,静强度安全系数为1.9,满足静强度设计要求;涡轮叶轮在工作转速下,具有不低于15%的共振裕度,满足动力学设计要求;涡轮叶片对应无限循环疲劳寿命的许用振动应力为116.4 MPa,可以确保其在各工况下满足可靠性设计要求;在标准飞行剖面下,叶轮寿命为5494次工作循环,满足寿命要求。     

等离子喷涂铁基涂层疲劳磨损裂纹捕捉技术研究

采用等离子喷涂制备了铁基涂层,使用声发射技术对涂层的疲劳磨损实验进行在线监测,捕捉裂纹动态信息,总结典型的声发射信号反馈类型,通过渗透探伤的方式对涂层表面微损伤区域进行表征,并采用聚焦离子束扫描电子显微镜（FIB-SEM）技术对涂层的微损伤区域进行亚表层分析探索失效机理。结果表明：涂层疲劳磨损过程中声发射信号反馈分为3个阶段,即磨合期、稳定期和突变期;结合渗透探伤技术可以有效锁定涂层表面微损伤区域,验证声发射信号反馈的准确性,可见通过声发射在线监测技术可以准确地捕捉涂层内部的开裂;FIB-SEM分析表明涂层疲劳磨损失效的起源是近表层微缺陷。采用等离子喷涂制备了铁基涂层,使用声发射技术对涂层的疲劳磨损实验进行在线监测,捕捉裂纹动态信息,总结典型的声发射信号反馈类型,通过渗透探伤的方式对涂层表面微损伤区域进行表征,并采用聚焦离子束扫描电子显微镜（FIB-SEM）技术对涂层的微损伤区域进行亚表层分析探索失效机理。结果表明：涂层疲劳磨损过程中声发射信号反馈分为3个阶段,即磨合期、稳定期和突变期;结合渗透探伤技术可以有效锁定涂层表面微损伤区域,验证声发射信号反馈的准确性,可见通过声发射在线监测技术可以准确地捕捉涂层内部的开裂;FIB-SEM分析表明涂层疲劳磨损失效的起源是近表层微缺陷。