高压涡轮导向器叶片冲击冷却数值研究

针对高压涡轮导向器叶片表面温度过高的情况,采用在叶片内安装导流片并布置射流孔的方式对高温叶片进行冲击冷却,运用带转捩的Transition k-kl-ω模型完成了气动和传热的三维耦合计算分析,研究了改善冲击冷却效果的方法和途径,实现在保持冷却气体流量不变条件下,提高冷却效果、降低材料的性能要求。计算结果表明:在一定孔径范围内,射流孔数和孔径满足(4n-1)D=h的关系式时,沿叶高方向能满足冷却要求;选择在压力面开3列、吸力面开4列射流孔,能满足叶片中弦区域冷却要求,采用劈缝排气方式可以消除尾缘高温现象;导流片与叶片间距zn/D在1.71～2.57变化时,对叶片内外表面平均温度影响不大,而随间距变小,叶片内外表面最高温度降低,最低温度则会升高;随冷却气体温度降低或流量增加,冷却效果会更好。     

带孔板及扰流柱楔形通道内的流动及传热

本文介绍了高温涡轮导向叶片中一种高效尾部冷却结构的传热和阻力实验研究。在带 8行叉排扰流柱的楔形弦向冷却通道 ,前面设置孔板及长圆截面的导流柱体 ,靠近出口处也有导流柱体。文中研究了局部换热系数的分布规律 ,前置孔板对局部换热有明显影响     

涡轮叶片弦中区冲击冷却的模拟实验研究

本文模拟某涡轮叶片弦中区的几何参数 ,对有初始横流、气膜孔按规定压比排气、和受冲击面带有弦向肋片的冲击冷却进行了实验研究。获得具体的流动和换热规律。同时 ,对于受冲击面为弧形、带有肋片及气膜孔排气对冲冷却的影响 ,作了对比实验。并通过液晶显示表明了射孔排列方式、孔靶间距对阵列射流换热的影响。对冷气导流管轴向进气径向喷射造成的射流参数变化也作了实验测量     

涡轮叶片冷却设计优化方法研究

针对某型发动机高压涡轮工作叶片,采用试验设计方法,通过对内腔边界条件的主效应分析,对涡轮叶片截面温度分布进行优化。同时,对影响叶片内腔不同流动与换热类型的冷却结构元件换热系数的几何参数进行敏度分析。最后通过综合优化,获得在原设计基础上的优化结果。结果表明,该方法可以把原设计的截面最大温差有效降低。另外,通过对涡轮叶片冷却设计优化方法的探索,还获得了影响叶片冷却设计结果的参数关系曲线,该方法及结果可在涡轮叶片冷却设计时参考使用。     

圆弧腔内有气膜孔的多排射流冲击传热试验研究

在燃气涡轮叶片中,常常在内腔采用冷空气射流冲击热壁,和把冷空气从气膜小孔排往叶片外表面,形成冷气膜,冷却和保护叶片,以便提高燃气温度,改善发动机的性能。对于叶背内腔的多排射流冲击冷却,上游射流沿腔壁流动所形成的横流会影响到下游排孔的冲击射流;同时还具有受冲击的壁面是弧形的及沿弧腔一般存在气膜出气孔的特点。本文针对这两项因素进行了模拟试验,与新近获得的平直腔冲击传热试验结果作了比较。结果表明,这两项因素均有利于提高内部冷却效果。      

涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化

建立了一个涉及结构、气动、传热、振动、强度和寿命等学科的涡轮冷却叶片多学科设计优化系统, 进行了单孔薄壁冷却叶片的多学科设计优化.提出了单孔薄壁冷却叶片的参数化造型方法, 叶片叶型采用5次多项式构造, 气动与传热为三维耦合分析;叶片体积平均温度与最高温度为优化目标, 强度、振动和寿命等学科相关参数为约束, 模拟退火与序列二次规划组合算法进行叶片参数空间寻优, 在保持冷却气体流量不变的条件下, 优化提高了冷却效果, 降低了叶片材料的性能要求.      

高负荷涡轮进口导向叶片叶型设计及验证

针对涡轮进口导向叶片进口马赫数低、前部负荷小的特点,采用前缘截断思路构建了高负荷涡轮叶型,并采用Pritchard 11参数法进行重构设计。采用数值计算和平面叶栅试验开展了研究和分析。结果表明:高负荷叶型吸力面前缘马赫数显著提升,增加了叶片前部负荷。喉部峰值马赫数基本不变,但位置前移,负荷分布均匀性提高。叶型的马赫数特性和攻角特性表明,高负荷叶型在不同攻角和马赫数下,均能获得较低的总压损失,其中在设计马赫数,叶型负荷提升1倍的情况下,总压损失系数降低259%。      

某型发动机高压涡轮工作叶片内腔异物清理技术

针对某型发动机高压涡轮工作叶片内腔网状冷却孔中堵塞的异物,研究了一种嵌入接触式微孔清理技术,采用专用清洗剂,并设计了专用清理工具,形成了高压涡轮工作叶片组合清理工艺。经该技术清理后的高压涡轮工作叶片,可获得80%以上的内腔清洁度合格率。     

燃气轮机涡轮导向叶片涡流交错肋冷却技术研究

研究了燃气轮机涡轮涡流交错肋冷却导向叶片的冷却效果。采用由联立的连续方程、动量方程和能量方程构成的专用程序,计算了冷却系统流体动力和换热特性;采用通用的有限元计算方法计算了叶片温度场。通过对涡流交错肋通道的几何特性、流体阻力特性参数、叶片冷却系统的流体动力和换热、叶片温度场的计算,获得了气冷导向叶片的冷却效果。考虑到最大径向和周向不均匀度和+30℃裕度的情况,得到气冷叶片的中间截面平均降温为350℃,气冷叶片中截面的平均冷却效果为0.383。     

长23．5cm的单晶动叶片可用于1500℃的燃气涡轮

长２３．５ｃｍ的单晶动叶片可用于１５００℃的燃气涡轮日本日立公司和Ｔｏｈｏｋｕ公司联合制出了世界上最大的试验型单晶动叶片，该叶片长２３．５ｃｍ。制造时在单片上铸出复杂的冷却孔并在熔融金属冷却和凝固时精确控制温度。目前，燃气涡轮的一级动叶片用镍基合金制...     

层板冷却导向叶片设计及试验验证

为了提高导向叶片的冷却效率,分析了层板导向叶片的外壁厚、冲击距离和扰流柱直径变化对叶片温度分布的影响,结 果表明：随着冲击距离增加,冲击冷却效率降低,叶片表面温度升高;随着层板叶片外层壁厚度增大,外层壁两侧温差逐步增大;随 着扰流柱直径增大,外层壁两侧平均温度呈现先降低后持平的变化趋势,两侧温差保持不变。结合中国铸造工艺设计了层板冷却 涡轮导向叶片,利用CFX软件对设计的导向叶片流动传热进行计算,利用模拟试验对该导向叶片冷却效果进行验证。计算和试验 结果表明：设计的层板冷却导向叶片冷却温降水平较高,温降均值达到燃气入口温度的40%以上,温降水平计算值比试验值低 7.3%,叶片表面温度分布较均匀,叶片冷却结构设计合理。     

航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文)

本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。     

热辐射对气膜冷却叶片冷却性能影响

针对一种带有气膜冷却结构的涡轮一级导向叶片进行气-固-热耦合数值模拟,通过比较考虑/不考虑热辐射的温比和综合冷却效率,分析了多种辐射因素对叶片表面温度和冷却性能的影响。结果表明:入口黑体辐射温度在1200~1900K之间,叶片表面发射率在0.3~0.7之间时,考虑热辐射作用均会使叶片表面温度明显上升。入口黑体辐射温度1600K,叶片表面发射率为0.5时,叶片压力面温度整体上升约100K,叶片表面最高温度点（1350K）温度上升约50K;气体辐射对叶片吸力面和尾缘区域造成5%左右的温升;考虑辐射作用使得叶片综合冷却效率下降,叶片前缘和压力面尽管布置密集的气膜孔仍然难以满足冷却需求,综合冷却效率下降至0.3以下。      

船舶燃气轮机冷却涡轮叶片内部带肋冷却通道颗粒沉积特性研究

为了探究船舶燃气轮机冷却涡轮叶片内部冷却通道内肋片角度的改变对颗粒沉积特性的影响,以7种不同肋片角度及1种弯头处加导流片的肋结构作为研究对象,运用CFD数值模拟对比分析各种冷却结构的流动换热性能以及颗粒沉积特性。结果表明：当肋片角度改变时,内部通道的流动换热和弯头壁面的沉积率存在很大差异。肋片角度为45°的内部冷却通道的换热性能相比于换热性能最差的E型肋的平均努塞尔数高了25%;肋片角度为60°时,弯头壁面和弯头后壁面的沉积率最低;肋片角度为90°时沉积率最高;肋片角度为135°时换热性能最差,弯头壁面沉积率最低。肋片角度的改变对弯头侧壁的沉积率和各个部分的撞击率无显著影响,但是增加导流片可以有效降低弯头壁面的捕获率和沉积率以及弯头侧壁的沉积率、撞击率和捕获率。     

可控扩散叶型全3维黏性反问题设计方法

为了快速有效地完成叶片造型,提高压气机气动性能,以全3维黏性反问题设计方法为基础,研究了全新的可控扩散叶型设计方法。基于黎曼不变量守恒建立了吸力和压力面型线与其对应静压分布之间的关系,通过给定叶片表面静压分布,求解吸力和压力面型线坐标几何参数。为了验证方法的有效性,以NASA Stage 35静子叶片为设计算例,通过全3维数值模拟得到其流场参数分布,进而采用可控扩散叶型的设计思路,对NASA Stage 35静子叶片表面的静压分布进行修改,以修改后的静压分布作为目标进行反问题设计计算,最终设计出满足设计要求的叶片几何型线。改型后的静子叶片通道内流场很好地实现了可控扩散叶型的流动结构,叶片总体气动性能得到提升,验证了可控扩散叶型全3维反问题设计方法的准确性和有效性。     

前缘气膜孔布局对涡轮转子叶片流动传热的影响

为了研究不同前缘气膜孔布局对叶片内部冷却系统、温度场分布的影响,针对某典型冲击-对流-气膜复合冷却高压涡轮转子叶片,保持叶片主体冷却结构不变,通过改变叶片前缘各列气膜孔的数量形成5种结构方案,完成了1维流动换热及3维有限元温度场计算。并模拟发动机工况,试验研究了叶片内腔流量特性、叶片中下部2个截面的平均冷却效果随压比、流量比的变化规律。计算及试验结果均表明:涡轮转子叶片前缘气膜孔数量及布局对叶片前腔冷气量、前缘温度分布影响明显,而对后腔冷气量、尾缘温度影响较小。     

航空发动机可调导向叶片测量技术

介绍了某型航空发动机可调导向叶片测量的一般原则和内容。由于测量、数据处理、叶型修正等技术的进一步完善，提高了叶片的测量精度和水平。     

基于3D打印技术的预研涡轮叶片精铸蜡型快速制造方法

针对航空预研涡轮叶片制造成本高、周期长等问题,提出一种基于光固化成型技术的涡轮叶片快速制造方法。根据涡轮叶片的结构特点设计蜡模模具及其冷却结构,采用光固化成型技术制造模具型壳和内植冷却流道,基于凝胶注模方法将氧化铝等陶瓷粉末填充于模具内腔,实现了涡轮叶片蜡模模具的快速制造;基于ANSYS模拟研究了蜡模模具和蜡模温度场分布;采用三坐标测量分析了涡轮叶片精度。研究结果表明:随形冷却流道明显改善了蜡模温度场的均匀性,缩短了蜡模的冷却时间,提高了蜡模的制造质量,金属涡轮叶片尺寸精度达到CT4~CT5等级,表面粗糙度Ra达到4.97μm,相对于金属模具制造方法,显著缩短了预研涡轮叶片的制造周期,大大降低了制造成本。     

某型发动机涡轮叶片断裂故障分析

某型航空发动机进行地面开车时涡轮叶片失效。通过对发动机的分解检查,断裂叶片的冶金分

析,确定低压一级涡轮工作叶片为发动机故障的肇事件,其断裂性质为过载断裂;通过对低压一级涡轮工作叶

片和导向叶片等零件间隙的计算分析,加工过程复查、疲劳试验及相关尺寸链计算,并采用故障树法对叶片断

裂原因进行了系统分析,确定低压一级涡轮工作叶片断裂是其与低压一级涡轮导向叶片之间产生轴向碰磨引

起的;该发动机在厂内试车时多次喘振引起一级导向器内机匣和定距半环局部变形,造成低压一级工作叶片与

导向叶片在上缘板处的轴向间隙消失是轴向碰磨产生的原因。针对故障原因,制定了控制气动稳定性检查次

数,控制各级涡轮工作叶片上下缘板端面轴向错移量,改进定距半环,控制定距半环与涡轮机匣安装槽轴向间

隙,试车后检查低压涡轮后轴承外环跑道痕迹宽度等改进措施。

     

带导流片突扩燃烧室冷态流场的初步测量

对带有导流片的突扩燃烧室的冷态流场做了初步观察和测量。实验研究包括三个导流片的后缘角,纵向及横向位置各二个,共十三个结构的流场观测。研究结果表明:随叶片后缘角增加,回流区的长度明显减小,总压损失增加,而且叶片的位置和结构角对流场特征有一定的影响。因此,加导流片控制突扩燃烧室流场的方法是有希望的。