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采用激光熔焊法,排除了某型发动机高压涡轮工作叶片叶尖裂纹超标及开口型叶尖裂纹故障。对修理后的叶片进行了热冲击试验考核,考核证明了修复后的高压涡轮工作叶片可满足发动机工作要求。 相似文献
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在修理某发动机时,发现很多高压涡轮叶片叶尖出现超出使用技术条件规定的裂纹,导致大量叶片报废,分析认为裂纹的产生是"钉扎效应"的结果,而且是先腐蚀后开裂的。为修复这些高压涡轮叶片,缩短发动机修理周期、降低修理成本,采用高钨、锰含量的镍基超合金作为补焊材料,同时采用固体激光脉冲焊接的工艺方法对产生叶尖裂纹的高压涡轮叶片进行了修复。修复后的高压涡轮叶片经去除应力、热处理等工序步骤后,通过了热冲击试验、整机试车考核和装机使用,说明采用该种修理工艺修复的高压涡轮叶片可以满足装机使用要求。 相似文献
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根据发动机涡轮转子叶片温度场测试需求,对发动机进行了局部改装,并设计了安装支架,利用红外辐射高温计测量了发动机涡轮叶片前缘及叶盆温度场。试验结果表明,所有叶片表面温度分布具有明显的规律性——中截面附近区域前缘温度最高、叶盆次之,在前缘和叶盆之间存在一低温区;从前缘到叶盆的叶尖弦向温度呈反S形分布。各涡轮叶片叶盆存在一椭圆形高温区,该高温区在中截面附近温度最高,沿叶尖和叶根方向延伸并伴随温度递减。各涡轮叶片前缘温度的高温区都集中在中截面附近约1/3叶高范围,叶尖和叶根温度都较低。 相似文献
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涡轮叶尖间隙计算实现方法与结果分析 总被引:3,自引:1,他引:3
叶尖间隙分析是研究叶尖问隙控制方法,改善发动机性能的重要内容。本文应用有限元ANSYS软件分析了某型发动机高压涡轮在温度场及离心力作用下叶尖间隙在发动机工作过程中的变化情况,介绍了涡轮各构件换热边界条件的计算方法,给出了对涡轮盘施加温度场的新方法。计算结果表明:除起动初期及停车前的很短时间外,离心力引起的涡轮盘径向位移为轮盘总位移的20%左右;离心力所引起的叶片径向位移约为叶片总位移的5.5%。 相似文献
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GE/Allison公司研制的XTC-76/2先进涡轮发动机燃气发生器(ATEGG)是美国综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划中试验的最新核心机。它采用了很多先进技术,如: 一核心机驱动的风扇/叶尖风扇 它由旋转的叶片环构成,沿周向连接并安装到第1级压气机转子上,其前是一组可调导向叶片。该叶尖风扇能提高推力,并大大地降低巡航的油耗; 相似文献
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基于叶尖定时的航空发动机涡轮叶片振动测量 总被引:2,自引:2,他引:0
介绍了基于叶尖定时的非接触振动测试系统应用于涡轮转子叶片的技术瓶颈,突破高温传感器结构设计、安装以及冷却等技术难点,通过设置系统触发信号保持时间,解决H型涡轮转子叶片对叶尖定时信号的二次触发问题,并给出核心机状态下转速基准实现方法。将非接触振动测量技术成功应用在某型涡扇发动机高压涡轮转子叶片振动监测中,有效获取涡轮转子叶片共振时的振动频率和幅值,并与应变计测量叶根动应变结果进行比对。结果显示:基于叶尖定时的非接触振动测试系统和接触式动应力测试系统均可监测涡轮转子叶片振动,成功辨识转子叶片8 200 r/min时的12阶激励阶次激发的一弯振动模态,两种分析方法识别共振频率相对误差在4%以内。 相似文献
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基于高压转子开展高压(HP)涡轮转子叶片叶尖变形分析可提高叶尖间隙的数值模拟精度,而高压涡轮转子叶片由于其复杂的气冷结构,有限元分析网格数量巨大;叶片和轮盘的榫接结构属于非线性分析,也需要足够的计算机时。针对该问题提出了一种复杂气冷叶片的简化方法和榫接结构接触计算简化方法,在不影响计算精度的前提下提高计算效率。采用该方法对典型结构高压涡轮转子进行了变形分析,与采用复杂气冷叶片模型和接触分析方法的变形分析结果进行比较。结果表明:涡轮叶片叶尖最大径向变形相对误差为0.47%,计算机时减少99%,证明简化方法和计算方法的有效性。 相似文献
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CFM56高压涡轮间隙的优化 总被引:2,自引:0,他引:2
由法国SNECMA公司和美国GEAE集团组成的CFM国际公司在CFM56发动机研制一开始就努力缩小单级高压涡轮叶片的叶尖间隙而又使其摩擦最小。各型CFM56发动机的验证试验表明,叶尖间隙增大对发动机性能不利。 现在,美国通用电气(GE)公司研制了一种小型不冷却的间隙测量装置,它可以在运转条件下测量高温环境下的高压涡轮叶片的叶尖间隙。该工具与新的分析技术相结合,导致CFM56发动机及其短舱的某些设计更改,通过机匣圆度与转子同心度的改善,发动机性能和性能保持能力得到提高。 相似文献
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阐述了航空发动机涡轮叶片修复的关键技术 ;分析了动力涡轮工作叶片的故障影响以及发动机叶片维修的市场前景 相似文献
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针对有主动间隙控制的某型高压涡轮,建立了考虑发动机退化的叶尖间隙预估模型,重点研究了发动机在长期使用、性能退化过程中涡轮前燃气温度和蠕变变形对叶尖间隙的影响。研究中,首先分析了间隙预测中发动机性能退化影响的引入方式,建立了对应的间隙预估流程。随后以某型发动机典型工作历程为对象,对比研究了传统间隙控制方案、考虑发动机性能退化影响两种条件下的涡轮叶尖间隙尺度变化规律,并据此开展了间隙控制策略的优化调整。研究中发现,由于发动机性能的退化,导致涡轮前燃气温度升高,使得机匣、轮盘和叶片的热变形量增大,其中在最大巡航阶段对机匣的影响最大,其伸长量达到了6.914mm,与未退化前相比增大了17%,同时由于发动机的长期使用,叶片和轮盘受蠕变变形影响,导致叶尖间隙的变化。研究结果表明,采用优化后的主动间隙控制方案,各个工况下的叶尖间隙值均控制在合理范围内,尤其在高温起飞阶段,与退化状态下的间隙值相比提高了53%,有效避免了叶片严重碰摩等故障发生。 相似文献
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提出一种以梁理论为基础,采用累积损伤理论,利用材料的拉逊-米勒曲线方程计算给定外载荷作用下的等效应力,然后再利用材料的蠕变曲线计算涡轮叶片蠕变变形的方法。使用该方法对航空发动机燃气涡轮工作叶片在经历5个工况后叶尖的蠕变伸长量的平均值进行计算,并与发动机持久试车结果进行对比。结果表明,该方法所得叶尖平均蠕变伸长量与试车后的叶尖最大残余变形的误差为14.0%,验证了该方法在一定精度范围内的有效性。 相似文献
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建立了具有涡轮叶尖间隙计算功能的发动机实时模型并设计了主动间隙控制系统,以反映涡轮叶尖间隙控制对发动机动、静态性能的影响。提出以半无限平面瞬态热传导与多项式拟合相结合的方法,更准确计算发动机动态过程中变化的叶尖间隙;基于涡轮叶尖间隙的变化量和涡轮性能参数的关系实时修正当前涡轮性能参数,提高了常规发动机部件级模型的计算准确度,且涡轮叶尖间隙每减少0.25mm,涡轮效率提高1%,耗油率下降1%;在分析气冷式主动间隙控制系统的基础上,设计了一种可以控制叶尖间隙变化的机械式主动间隙控制系统,使动态过程中变化的叶尖间隙始终处于指令间隙。通过对发动机地面加速过渡过程和巡航减速过渡过程的仿真,验证了上述方案的有效性。 相似文献
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围绕某发动机在装配试车中出现涡轮盘组件叶尖划伤机匣内壁问题,分析了现场实际操作和原磨叶尖夹具,通过创新设计新的磨叶尖夹具,用弹性撑紧结构将叶片正确定位压紧,使加工的组件达到了设计及装配试车的要求。 相似文献