航空发动机热态下不均匀叶尖间隙的热固耦合分析

涡轮叶尖间隙对发动机性能有很大影响。孔探图像显示高压涡轮叶片前缘与机匣衬套之间摩擦严重,且发动机排气温度裕度持续偏低。为了精确获得航空发动机在工作环境最恶劣工况下的叶尖间隙值,对涡轮盘与叶片进行热固耦合有限元分析。采用SolidWorks 2014建立高压涡轮盘与高压涡轮叶片模型,借助ANSYS Workbench获取工作状态下涡轮盘与叶片的温度场分布与结构变形量,得到高压涡轮叶尖前缘与后缘的实际间隙值,为改进高压涡轮单元体维修方案,提高发动机性能提供合理建议。     

基于模型的涡轮叶尖间隙快速预测方法

针对发动机涡轮叶尖间隙变化预测需求,以涡轮叶尖间隙热控制法为研究对象,采用了一种简化的涡轮叶尖间隙计算模型,针对某型发动机高压涡轮的结构特点,分别建立了涡轮机匣、轮盘、叶片的计算模型。以发动机数学模型计算结果作为输入,对高压涡轮叶尖间隙变化进行了仿真计算,结果表明模型计算的涡轮叶尖间隙变化与实际工作过程相符,可在发动机初步方案设计阶段为叶尖间隙评估提供一种快速预测方法。     

叶尖小翼结构对涡轮叶片强度的影响研究

对某型高压涡轮第一级的转子叶尖进行叶尖小翼结构造型,并在级环境下对原始叶片和造型叶片进行定常数值模拟和有限元分析,分析对比了叶尖小翼结构对叶片强度的影响.结果 表明:通过对涡轮叶尖进行叶尖小翼处理,涡轮叶尖小翼对叶身的应力分布规律无明显影响,但是会使叶尖处的高应力区沿叶尖小翼结构延伸至叶顶平面,叶片应力会有一定程度增加...     

某型高压压气机12级转子叶尖间隙理论分析与数值模拟

以某型发动机轴流高压压气机为对象,研究该压气机第12级转子与机匣在运行过程中受温度、气动和离心载荷综合作用下的径向变形。先通过改进预测涡轮叶尖间隙的理论简化模型,来预测该压气机在各工况下叶尖间隙变化规律;再通过三维建模,运用有限元软件ANSYS对压气机各工况进行流-固-热耦合瞬态分析模拟,得到叶尖间隙变化规律,提取间隙变化最大时的各部件径向变形并沿轴向展开。结果表明:两种方法获取的间隙变化规律趋于一致,但理论分析能较快获取规律,而数值模拟结果更加精确,并可以确定叶片顶端最易刮伤的结构位置。研究结果对快速预测叶尖间隙,确定装配间隙和机匣涂层的分布有着重要的参考价值。     

航空发动机风扇叶片外物撞击识别方法研究

通过风扇叶片外物撞击试验平台来模拟真实发动机叶片受外物撞击的过程,使用基于叶尖定时原理的非接触式叶尖振动测量方法获取叶片叶尖振动信号。采用基于短时能量的方法对原始振动信号进行处理,获取风扇不同稳定转速状态所对应的叶尖振动参考短时能量值,经过反复试验及数据统计分析给定门限系数,依据在线检测原理获取外物撞击风扇叶片的检测门限值。对不同尺寸、质量外物撞击给定风扇转速的叶片振动数据进行分析,获取其对应的短时能量分布,进而准确判断出叶片发生外物撞击的时刻、次数。     

双叉式叶尖结构对风力发电机叶片固有频率影响的试验研究

在风洞实验室进行模态试验与风洞动频试验,研究双叉式叶尖结构对风力发电机叶片固有频率的影响。在研究中发现,双叉式叶尖结构叶片的固有频率在低阶时有减小的趋势,在高阶时有增大的趋势。振型图显示,双叉式叶尖结构可将未改型叶片的一部分扭转振型变为挥舞振型,并且明显改良了未改型叶片前缘出现的扭转振型。动频数据显示,双叉式叶尖结构可以调整风轮动频曲线的走势,使风轮进入共振区的时间缩短。通过研究确认,双叉式叶尖结构能够有效改良风力发电机叶片的固有频率等参数,为后续风力发电机叶片的减振研究奠定了基础。     

三维叶尖间隙光纤探头设计及输出特性研究

对航空发动机叶片三维叶尖间隙的动态检测可以间接拾取到叶片动态应变参数,获取更全面的叶片健康监测信息。双圈同轴光纤束由于其优良的抗电磁干扰、抗高温特性可以作为发动机叶片三维叶尖间隙动态检测的传感单元。依据双圈同轴光纤束三维位移输出特性模型,建立了3个双圈同轴光纤束基元组成结构的探头输出特性模型,分析了基元拓扑结构、基元间距、光源参数对探头耦合效应的影响,提出了航空发动机叶片三维叶尖间隙光纤测量探头的设计方案,并通过加工出的探头成品实验研究对检测探头输出特性模型进行了验证。     

浅析PW127J发动机孔探技术规范

本文从孔探检测的人员资质、检测设备、施工程序等方面介绍了孔探检测技术的基本知识,并根据PW127J发动机的结构特点列举出其例行检查部位的常见缺陷类型和判别方法,为孔探检测人员提供了标准化的操作程序,对准确发现缺陷、提高工作效率、保证飞行安全具有重要的意义。     

转子对高压涡轮叶尖间隙变化规律的影响

基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,初步分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型。在此基础上,分别仿真计算转速变化和发动机起动过程瞬态温度下转子的径向变化,讨论了转子在飞行器机动飞行情况下的振动幅值对叶尖间隙的影响。结果表明,转子振动幅值和径向位移对叶尖间隙变化有重要作用。     

某燃气轮机高压转子—涡轮抗冲击性能研究

燃气轮机高压转子—涡轮受到冲击载荷作用时,可能会导致燃气轮机的破坏。采用Hy-perMesh对某燃气轮机高压转子—涡轮进行有限元建模,并设置了边界条件,利用三角形变化历程分别从垂向和水平方向作为冲击载荷输入,对高压转子—涡轮进行冲击动响应计算和分析,结果表明高压转子—涡轮对加速度冲击载荷的动态响应特性与冲击载荷的峰值、加载方向有关,动叶片部位是高压转子—涡轮结构抗冲击的危险区域。所得结论对燃气轮机抗冲击方面的研究具有一定的参考价值。     

网址导航界面链接按钮形式对视觉搜索的影响

为了探索网址导航界面中网站链接按钮的形式对用户认知以及绩效的影响。文中在对现有网址导航界面进行分析和设计的基础上,通过眼动追踪技术获取网站导航网页界面中视觉搜索的眼动数据,并按注视程度将其划分水平,结合网站链接按钮的另外两个设计要素(颜色和有无图标)作为实验材料的编码元素,设计实验并测试用户在上述网址导航原型上操作任务的绩效。结果表明,链接所处位置的注视水平和有无图标对链接按钮的搜索绩效有显著影响,更高的注视水平位置和有图标的编码形式能够促进网址导航的搜索绩效。鉴于链接按钮不同编码形式对网址导航界面搜索绩效的影响,网址导航界面设计可以采用更有区分度的链接按钮排列,以提高界面的可用性。     

基于频谱的篦齿轴向窜动与叶尖间隙测量方法

航空发动机低压涡轮带冠叶片篦齿和机匣之间的叶尖间隙参数以及篦齿轴向窜动参数的在线高精度测量是保证涡轮发动机安全运作和气动效率的关键。传统的电容式叶尖间隙测量系统对噪声敏感度大,且不能对篦齿的轴向窜动参数同时进行测量。因此研制了一种“人”字形电容传感器,提出了一种基于频谱的篦齿叶尖间隙参数和轴向窜动参数的提取方法。建立了“人”字形电容传感器测量模型。仿真分析了测量信号的幅度谱特征并提出了一种最优谱线选择方法。提出了基于转速和信号特征频率估计的自适应频域滤波,信号整周期等角度采样,幅度谱估计以及二元多项式曲面拟合相融合的信号处理方法,实现了叶尖间隙参数和轴向窜动参数的动态测量。在实验室环境下搭建了篦齿叶尖间隙参数和轴向窜动参数测试实验平台,完成了标定和测量实验。实验结果显示,篦齿盘工作在1 900 r/min以下时,测量系统在0.5～1.5 mm叶尖间隙及±1 mm轴向窜动范围内,叶尖间隙测量精度达18μm,轴向窜动测量精度达30μm。     

结构陶瓷材料的磨削特点

由于结构陶瓷材料具有机械、热物理、化学、电磁、光学和其它性能的独特组合，因此引起设计人员的高度重视。本文就结构陶瓷的应用和性能、可加工性、磨削用量对磨削过程主要指标的影响作一介绍。一、结构陶瓷的性能及其应用陶瓷材料有下列优点（与金属和合金相比）：原料容易获得，价格便宜，密度较低，强度、耐磨性、抗蚀性和抗氧化性较高，还可节约稀缺金属钨、钼、镍和钻。陶瓷材料的缺点主要是脆性。这是由于晶格内粘结刚性所致。陶瓷材料可应用于燃气涡轮发动机的涡轮、叶片、涡轮盘等内燃机的缸套、燃烧嘴板等；飞行器中的机翼、前缘…     

某航空发动机高压涡轮导向叶片高温失效分析

通过外观检查、断口分析、材质检查、气膜孔检查和热模拟等试验工作，对故障高压涡轮导向叶片裂纹性质及产生机理进行分析。结果表明：故障叶片裂纹性质为疲劳，疲劳起源于气膜孔外壁的尖角区域。热障涂层涂覆后引起前缘气膜孔孔径减小，且使用过程中气膜孔受燃气氧化附着物影响导致孔口堵塞；叶片前缘局部超温导致基体组织转变，降低了基体的抗疲劳性能，促使叶片过早疲劳开裂。本文提出了适当加大气膜孔孔径，完善加工工艺要求，加强孔表面附着物清理等建议，可有效避免类似故障重复发生。     

航空发动机涡轮叶片热冲击试验

某型航空发动机涡轮叶片在使用过程中发生疲劳断裂故障，为避免故障再次发生，对涡轮叶片的材料和结构进行改进，以提高涡轮叶片的振动疲劳强度和热疲劳强度。对改进前后的涡轮叶片进行热冲击试验，论述了试验原理，介绍了试验过程，并分析了试验结果。试验结果表明，改进后涡轮叶片的平均温度比原涡轮叶片低，叶身温度分布更均匀。进气边是涡轮叶片最易产生热疲劳裂纹的部位，改进后涡轮叶片的热疲劳寿命更长。     

基于QAR数据的高压涡轮叶片疲劳-蠕变寿命预测

基于发动机运行产生的快速存取记录器(Quick Access Recorder, QAR)数据，提取右发高压涡轮转速比N₂(高压涡轮实际工作转速与设计转速之比)编制涡轮叶片载荷谱。建立流热固耦合模型，结合QAR数据及热力分析确立计算所需热边界条件，采用有限元软件对流热固耦合问题进行求解，得到不同工况下高压涡轮叶片的温度、应力、应变分布。采用Manson-Coffin模型和Larson-Miller模型分别进行叶片疲劳、蠕变寿命的预测，重点分析了叶片有无冷却对于寿命的影响，最后通过线性损伤累积理论得到叶片的疲劳-蠕变寿命。结果表明，叶片考虑内冷问题后疲劳寿命有所提高、蠕变寿命显著提高，预测得到的疲劳-蠕变寿命和实际寿命相近，可用于发动机涡轮叶片剩余寿命的预测及维修计划的制定。     

基于模态共振分析的某故障涡轮叶片改型设计

某型发动机涡轮静子叶片在运作过程中经常出现断裂现象,为了保证飞机的安全运营,需要对故障叶片进行分析及改型处理。运用ANSYS进行模型建立及计算,对故障涡轮叶片进行模态分析。再对故障叶片进行延展改型并通过ANSYS进行验证,通过计算得到结论,改型后的叶片成功避开了原叶片发生故障时的事故频率,改型前后叶片1弯模态应力分布几乎一致,应力最大点和次大应力点均分别位于叶片前缘靠近顶部区域和叶片吸力面靠近顶部区域,且应力大小相差不大。由于避开了事故频率,到目前为止,使用过程中未再有断裂现象发生,从而验证了改型方案的可行性。     

高压涡轮动叶气膜冷却的数值模拟

为研究旋转造成的非稳定性对高压涡轮动叶气膜冷却的影响,建立了3维涡轮叶栅通道模型,应用周期性边界条件数值模拟了不同转速下涡轮动叶表面气膜冷却效率和换热系数的分布,冷气进口与涡轮前总压比为1.07,温度比为0.5。转速增加,叶片前缘滞止线从压力面移向吸力面,气膜出流从吸力面移向压力面;压力面气膜冷却效率上升,换热系数下降;吸力面冷却效率先上升后降低;换热系数下降。与静止相比,旋转不稳定性增大了叶片表面气膜覆盖面积。     

涡轮叶片三维叶尖间隙光纤检测系统

航空发动机涡轮叶片叶尖间隙呈三维变化特点,传统光纤式叶尖间隙检测系统的测量结果受维间耦合影响精度差,信息源单一。本文利用一种沿直角等腰三角排布的三路双圈同轴式光纤传感基元组成的传感探头,通过BP神经网络解耦方法,实现了从传感器输出到叶尖端面径向间隙、轴向倾角和周向倾角三维参量的解耦。设计加工三维测量光纤传感器和后续调理电路并对检测系统进行了静、动态实验验证。实验结果表明:该系统径向间隙静态测量的最大误差为47μm,标准差为10μm,轴向和周向倾角的静态测量最大误差分别为0.49°和2.32°,标准差分别为0.13°和0.36°。系统具有良好的重复性和可靠性,径向间隙的动态测量标准差小于18μm,轴向和周向倾角的动态测量标准差小0.2°和0.5°,能够满足航空发动机涡轮叶片叶尖间隙三维参量快速实时检测的需求。     

不同前缘气膜冷气流下某涡轮叶栅流场分析

针对引入前缘气膜冷却的某高压涡轮转子叶片，运用NUMECA进行建模，对引入气膜冷却后的涡轮叶栅流场进行分析，得到了加入前缘气冷后温度、速度、总压等参数的变化。再改变前缘气膜冷气流量，得到了不同流量工况下涡轮叶栅流场的变化情况。通过计算得到结论，冷气流量增大，气膜与叶片壁面分离位置提前，整体流速更快到达最大值且沿着壁面下降更快。冷气流量减小，冷却效率降低；吹风比越大，不同冷气流下冷却效率的变化更为集中；但随着冷气流的改变，总压恢复系数没有发生本质变化。