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WZ- 5发动机改装 WJ5A- 1发动机的高温涡轮,在工程上单台发动机总寿命已安全运行达 10 0 0 0 h,现已证明 :结构设计及改进是成功的;WJ5A- 1发动机的前二级燃气涡轮与压气机基本上是匹配的;燃气涡轮第一级导向器与动力涡轮导向器面积调整是合理的;在相对换算转速为0.95时,其喘振裕度与 WZ- 5发动机基本上一样;动力涡轮导向器面积总共放大了 5.32 %,对燃气涡轮特性没有带来很大影响。 相似文献
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为了使航空发动机达到高推质比、低燃油消耗率、低污染以及拓宽稳定工作范围的目标,应使用涡轮导向器增燃技术在涡轮导向器叶片间喷油点火再次燃烧,提高涡轮内燃气温度,从而提高发动机的总体性能.阐述了涡轮导向器增燃技术具有提高航空发动机总体性能的潜在优势,分析研究了该技术中组织燃烧的关键技术、参数和机理问题,得出如下结论:①对于射流旋流方案,径向凹槽对燃烧室出口温度分布起决定性作用;降低燃烧凹环内当量比,可提高燃烧效率,从而降低CO,UHC(未燃碳氢化合物),NOx等污染物排放量.②当二次气流角为60°时,射流涡流方案各项燃烧性能较好. 相似文献
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针对航空发动机涡轮导向器喉道面积科研生产的需求,研究发动机涡轮导向器喉道面积测量方法,解决发动机涡轮导向器喉道面积测量技术问题,满足发动机型号计量的需求,为航空发动机研制提供有力的保障. 相似文献
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为了研究陶瓷基复合材料(CMC)对先进民用涡桨发动机总体性能带来的提升,建立了双转子燃气发生器自由涡轮式涡桨发动机多设计点热力循环分析模型,并编制了相应的程序。计算分析了采用常规金属材料、仅高压涡轮导向器采用CMC以及整个高压涡轮部件采用CMC的涡桨发动机总体性能。结果表明:(1)高压涡轮导向器采用CMC且保持高压涡轮转子进口温度与金属材料一致,耗油率和单位功率性能最多分别提升1%和1.1%,同时可以使燃烧室出口温度最多降低83℃。(2)高压涡轮导向器采用CMC且保持燃烧室出口温度一致,耗油率和单位功率性能最多提升1.6%和6.5%。(3)当整个高压涡轮采用CMC时,耗油率和单位功率性能最多提升7.8%和20%。 相似文献
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基于示温漆的高压涡轮导向器表面温度测试 总被引:1,自引:0,他引:1
《燃气涡轮试验与研究》2014,(3):44-48
掌握涡轮导向器温度场测试方法及准确的温度场分布,对于涡轮导向器的设计、改进具有重要的理论价值和实用价值。利用不可逆示温漆,测量了高压涡轮导向器在最大工况下的表面温度。结果表明:喷涂在高压涡轮导向器表面的不可逆示温漆,在高温、高压下附着牢靠,等温线清晰;成功录取了整个高压涡轮导向器的表面温度及温度场分布,可为该型发动机高压涡轮导向器的热应力与寿命分析提供数据支撑。 相似文献
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一种微型涡轮发动机导向器改进方案 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高发动机性能,克服微型涡轮发动机(MTE)的尺度小等因素导致其导向器内流动损失大的缺点,采用了整体叶片式导向器设计技术对某MTE-C微型发动机涡轮导向器进行了改型设计.首先采用NAPA软件对MTE-C微型发动机的整体叶片式导向器进行数值模拟,通过流场分析得到了原型导向器设计中导致流动效率低下的不足之处,并以此为理论依据,对导向器进行了改进.改进型导向器的整级数值模拟结果表明,涡轮在设计点的效率提高了15%, 且在宽广的工作范围内其通流能力和效率均得到了明显的提升. 相似文献
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黎阳公司在某两项产品的涡轮导向器上采用了一种先进的镍铬扁丝封严编织绳,用以封严高温燃气的泄漏,提高涡轮效率 该封严编织绳两端要用薄壁钢套锁紧使其连接成圆环状。钢套有两种规格,最小的内径为φ2.3,详见 相似文献
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介绍了某小型发动机高压涡轮导向器的环吹试验,初步研究了该导向器的特点。试验结果表明,试验的高压涡轮导向器流场周期性较好,导向器的性能达到了设计指标。 相似文献
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采用两大类模型,对应用射流涡流燃烧结构方案的高压涡轮导向器性能进行数值模拟研究。利用基于压力的隐式稳态求解器以及尺度适应模拟湍流模型(SAS),完成了涡轮内增燃燃烧室内的流动与燃烧过程的数值模拟。研究结果表明:无论是在高压涡轮导向器顶部还是在底部耦合驻涡凹腔,对导向器叶间流场形态、流体流动转折角、导向器叶间静压力场的形态以及分布、总压损失均无明显影响,维持了原有导向器的基本性能;高压涡轮导向器耦合射流涡流燃烧结构,增加了涡轮叶片叶间的平均温度以及涡轮导向器出口的平均温度。 相似文献
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为了探索变几何涡轮气动设计方案,导向器与动叶均采用厚前缘与后加载型叶片设计以及动叶进口负攻角设计。为了提高涡轮输出功,低压涡轮采用了大流道扩张角设计。应用数值方法对此设计涡轮进行了不同导向器开度以及有无导向器端壁径向间隙的涡轮气动性能与流场结构特性研究,并对大流道扩张角的导向器端壁径向间隙变化进行了理论分析。结果表明在设计点工况下,基本涡轮效率为0.903,相对折合流量为1.006,满足设计需求;大流道扩张角下,导向器端壁径向间隙对涡轮性能影响很大;在设计工况下,随着导向器开度的逐渐关小,涡轮主要气动参数反力度降低,通流流量下降,而效率变化相对较小,有利于调节发动机工作状态。在非设计工况下,涡轮效率随膨胀比变化亦相对较小。可见此设计变几何涡轮给发动机带来较大收益。 相似文献
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航空发动机燃烧室温度测量 总被引:2,自引:1,他引:1
航空发动机燃烧室出口燃气热点和沿径向的温度分布,会对涡轮导向器叶片和转子叶片的寿命带来明显影响。为探寻某型发动机燃烧室出口温度分布,针对燃烧室出口与涡轮进口处空间狭窄和结构复杂的特点,设计了结构简单的测温探针,并将Ⅰ导机匣改装成独立的燃烧室出口温度场测量试验段,成功地录取了燃烧室200点出口温度场数据。 相似文献