涡轮导向器排气面积检测技术研究

本文介绍了几种涡轮导向器排气面积检测方法,针对同一导向器采用不同检测方法检测,对检测结果进行对比,并对检测结果的不确定度进行分析。     

发动机叶片喉道面积检测研究

发动机叶片的喉道面积是发动机装配,调试的重要参数,喉道面积的测量是叶片装配的关键,叶片通道是由76个叶片的上下缘板和每两个叶片叶身型面之间构成的空间曲面通道,研究设计的喉道面积测具能准确地检测每个通道窗口间规定截面的通道宽度尺寸和上下缘板的通道高度尺寸计算出叶片的喉道面积。喉道面积的流量与发动机的推力有关,是影响发动机性能的重要因素,叶片喉道面积测具保证叶片通道排气量均匀。     

涡轮叶片温度测量数据采集处理系统的研究

本文针对燃气涡轮燃烧室内各种物理过程的特点，建立了４波段测量模型，用于高温计的设计；提出了“高速采集、高速缓存、低速读取”的设计思想，用于高速数据采集处理系统的研制。该系统不仅成功地用于涡轮叶片的温度测量，而且为数据采集处理系统速度的提高寻找到了一条道路。     

坐标测量机测量涡轮整体叶片叶型的程序设计

本简述了在三坐标测量机上，用坐标测量涡轮整体叶片叶型的程序设计，分析了程序运行中具体操作的要点。     

涡轮叶片材料及制造工艺的研究进展

针对航空发动机涡轮叶片的工作环境和使用要求,介绍了提高涡轮叶片耐温能力的两种途径,即加强叶片冷却和提高叶片材质自身的耐温性能。文中着重评述了用作叶片材料的合金及其制造工艺的研究进展与发展趋势。     

一种导向器叶片排气面积测量模拟装置研制

本文主要论述了导向器叶片排气面积测量过程中,单件叶片的测量方法——利用模拟块进行辅助测量,测具结构采用了新型的翻转机构能够更好地观察叶片的测量状态,模拟块虽然按照理论数据进行的设计,既保证两侧叶片的排气面积测量准确,又能解决整个叶片排气面积测量问题,而且间接地保证了叶片型面的准确性,对于叶片单件的合格加工起到了一定的作用。     

长期使用过的涡轮叶片的恢复处理

航空发动机的涡轮叶片在高温和应力长期作用下,组织发生变化,导致性能下降乃至失效,因此,许多人致力于研究能否让这些叶片在工作一段时间后进行某种处理使之“恢复青春”重新上机服役的问题。这里介绍加拿大宇航研究院T.M.Maccagno等人对Inco713C合金制的某发动机一级涡轮叶片进行研究的结果。 试验选用在发动机工作过约8000h的涡轮叶片,叶身     

某发动机一级涡轮叶片断裂分析

以某发动机涡轮一级事故叶片为研究对象,对断裂叶片进行了宏、微观形貌观察,硬度测试以及断口成分检查,分析了叶片裂纹的产生与发展过程,探讨了叶片断裂失效的原因。结果表明,叶片断裂模式为机械疲劳断裂。提出了预防措施。     

K403合金铸造涡轮叶片热裂的研究

研究表明，热裂是合金枝晶间液体处于不连通状态的温度与合金完全凝固温度范围内产生，铸造涡轮叶片热裂最常出现的部位是叶冠与叶身或者榫根与叶身的连接段，热裂在外貌上呈弯曲不规则形状，通常是不连续的，常有几条裂纹沿枝晶间或晶界向相同的方向扩展，热裂严重区断口呈光滑的“土豆”状，在热裂扩展出现光滑区与撕裂并存。降低合金初熔温度的微量合金化元素（如Ｂ，Ｚｒ）明显增加了热裂的敏感性。     

热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用

经济和技术的快速发展有效地推动了我国航空发动机发展,新时期高推重比航空发动机已经成为航空发动机发展的主要方向,在提高航空发动机推重比的众多措施中最直接方式是提高航空发动机涡轮进口温度,以使得航空发动机在工作过程中能够更好地加热、压缩空气,从而使得航空发动机能够产生更高推重比。而航空发动机涡轮进口温度主要受航空发动机涡轮叶片承温能力影响。热障涂层应用于航空发动机涡轮叶片上将有助于提高航空发动机涡轮叶片承温能力。本文将就航空发动机涡轮叶片热障涂层的特点及技术应用进行分析阐述。     

背景影响下涡轮叶片温度测量及修正技术研究

在采用辐射温度计测量航空发动机涡轮叶片温度时,为了减小背景辐射对测温结果造成的影响,基于Planck定律建立包含背景辐射影响的测温方程,借助有效发射率计算得到被测目标的真实温度.通过设计背景辐射影响模拟试验,利用两个高温辐射源分别加热选定样品和模拟高温背景,采用扫描式涡轮叶片温度场测量装置对选定样品进行温度测量.结果发现,当目标设定为800℃、背景设定为1000℃时,目标在背景影响修正前后的最大温差为27.2℃,温差相对修正前温度的比例最大为3.82%,而修正后的目标温度明显更加接近无背景影响温度,从而验证了该修正计算方法的可行性和可靠性,对发动机研制过程中的温度监测工作具有重要应用价值.     

三坐标测量的方法分析实例

主要介绍公司外购件ATV260变速箱左盖在三坐标测量中的几种测量方法,并对测量方法进行分析对比,从而得到最准确可靠的测量方法。     

高温下发动机涡轮叶片振动疲劳性能测试方法

针对某型发动机涡轮叶片高温下振动疲劳性能测试方法进行试验研究。搭建了涡轮叶片中值疲劳极限测量试验系统并建立了相应的试验流程,对比分析了涡轮叶片采用振幅和af值(叶片振幅a与第1阶固有频率f的乘积)两种疲劳应力表征方法的离散程度、偏差随温度的变化趋势,并对小子样升降法参数确定过程进行讨论。试验结果显示振幅作为疲劳应力表征方法的离散程度小,而且可通过常温下获得的振幅表征应力的关系去进行高温下的疲劳试验,其表征偏差位于±3%以内。以逐级加载法获得的疲劳极限预估值作为初始应力水平进行小子样升降法,获得该型涡轮叶片某温度下的中值疲劳极限为162.60 MPa,试验数据分散性小。该方法可为其它类型航空发动机叶片或零部件的高温下振动疲劳性能测试提供参考。     

三坐标测量机面向测量任务的测量精度分析

本文主要分析测量条件对三坐标测量机测量精度的影响,并对可能出现的影响因素进行简述,最后,通过具体实例进一步验证测量条件对测量结果的影响,得出三坐标测量机出厂给出的测量精度并不能代表使用中的实际测量精度的结论。     

三坐标测量机直线度误差的测量

误差补偿是提高三坐标测量机整体精度的经济而有效的手段,本文利用精度等级更高的激光干涉仪对三坐标测量机的X轴直线度误差进行了测量,并得出了初步结论,为以后进行误差补偿提供了依据。     

变面积电涡流传感器带冠叶片振动测量

为实现对各种带冠叶片的振动的非接触式测量,提出一种基于变面积型电涡流传感器的带冠叶片振动测量技术.当转子叶片进行高速旋转时,叶片扫过电涡流传感器,会使感应面积发生变化,后接高速数据采集分析处理系统,将面积变化信号进行处理,从而获得带冠叶片振动参数.在某型汽轮机末级带冠叶片上进行振动试验,试验结果表明变面积型电涡流传感器...     

WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片断裂分析EI

本文对WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片空中折断故障进行了分析。通过对折断叶片和裂纹叶片宏观检查、断口和裂纹光学金相、扫描电镜和透射电镜观察,发现裂纹均起源于叶片进气边疏松处,沿枝晶间扩展,起始裂纹为热疲劳裂纹,进而发展为机械疲劳断裂。翻修前后叶片进气边γ′形态对比观察,结果表明叶片翻修前工作温度已偏高,加上严重的疏松和柱状晶以及表面渗铝层受损,是造成这起故障的基本原因。     

定向凝固涡轮叶片合金DZ22B的研究EI

ＤＺ２２Ｂ合金是在ＤＺ２２合金的基础上改型的定向凝固涡轮叶片合金，其成分特点是仅含１．０％的铪。合金的力学性能水平与美国著名的定向凝固高温合金ＰＷＡ１４２２相当。经长达５０００ｈ的高温曝晒，未发现ＴＣＰ相析出，力学性能基本稳定。合金已用作某涡轴型发动机高压涡轮叶片材料，并投入批量生产。     

叶片厚度变化对船用轴流涡轮性能的影响

目的 研究船用轴流涡轮叶片厚度对涡轮性能的影响,为高性能涡轮设计提供参考。方法 基于计算流体力学(CFD)仿真,模拟分析了2种叶片厚度下的叶片压力、涡轮流通特性及效率特性。结果 在相同膨胀比条件下,当叶片厚度从16.12 mm增大至16.61 mm(叶根处宽度)时,折合流量下降。当膨胀比从1.5增大到2时,加厚叶片的折合流量从0.216增长至0.238,未加厚叶片的折合流量从0.219增长至0.243。当膨胀比从2继续增大时,涡轮流量随膨胀比的变化而趋于平缓。当膨胀比约为2时,涡轮效率达到最高。采用加厚叶片时,涡轮效率最高达到0.815;当膨胀比为1.5~2.68时,涡轮效率在0.8以上。当采用未加厚叶片时,涡轮效率最高达到0.808;当膨胀比为1.6~2.38时,涡轮效率才能达到0.8以上。结论 转子叶片的加厚有利于降低能量损失,且叶片表面产生旋转涡流有助于减轻尾缘处的速度冲击,进一步降低了能量损失;但转子叶片过厚会限制流体的通量,使转子的通流面积减小,涡轮的折合流量减小;在大膨胀比条件下,加厚叶片涡轮的堵塞流量明显小于未加厚涡轮的。涡轮效率随膨胀比的增大而先增大后减小。随着叶片厚度的增大,涡轮整体效率增大,高效区范围增大。     

涡轮分子泵叶片的结构设计与分析

涡轮分子泵是一种精密高速旋转机械,在设计过程中对主轴、转子等关键件的设计作科学准确的计算、校核尤为重要。文章阐述了借助PRO/E、PRO/MECHANICA软件(试用版)对涡轮分子泵的涡轮叶片进行结构设计、有限元分析(应力分析及位移分析),大大提高了设计的准确率、增强了设计的可靠性及缩短了产品的研发周期。把CAD、CAE有效地应用于实际的产品结构设计中,将会对产品的研发起很大的作用。