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从气冷涡轮导向叶片的结构形式,选材,涡轮气动性能,精铸工艺,使用可靠性及经济性等多方面进行综述分析和比较了双联和三联涡轮导向叶片的特点,并阐述了其在航空发动机中的使用和今后的发展趋势。 相似文献
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针对空心涡轮叶片精铸过程中的试错法和数值仿真法难以敏捷反应铸件的真实变形情况,提出一种基于检测结果的精铸零件反变形综合补偿方法.通过对精铸叶片试模样件进行三坐标检测及统计分析,得到叶身截面收缩、扭转和弯曲变形情况,并建立其综合补偿反变形模具型腔优化算法,实现精铸型腔的反变形优化设计.以精铸叶片试模样件叶尖处截面为例,其叶身段型面误差、前缘最大误差、后缘最大误差相对于未补偿前分别减少了50%,68%和31%.实例验证表明:其研究成果能有效提高空心涡轮叶片的精铸成型精度,达到精确控形的目的. 相似文献
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分析了航空发动机涡轮精铸叶片晶粒度对叶片的影响,并提出了控制晶粒度的技术措施,对今后发动机精铸涡轮叶片晶粒度处理提供了一定的参考依据。 相似文献
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高压涡轮导向叶片为无余量精铸叶片,采用真空浇注、定向结晶工艺,在真空浇注过程中,经常会出现型腔反应问题,导致叶片报废。经过对反应原因的仔细分析,并采取相应措施,有效地减少了型腔反应问题。 相似文献
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严格控制整流器夹杂缺陷是提高整流器一次精铸成型合格率的有效途径。精铸合金锭的质量及铸件铸造工艺直接影响铸件冶金质量。严格控制合金锭的纯洁度 ,改进铸造工艺 ,能有效地改善铸件冶金质量 ,防止夹杂缺陷的产生。 相似文献
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涡轮叶片精铸模CAD/CAM原型系统开发与应用 总被引:9,自引:0,他引:9
将并行工程的思想和方法运用于航空发动机涡轮叶片精铸模具设计与制造的全过程,以IMAN 作为信息集成平台,开发出的CAD/CAM 原型系统真正实现了精铸模设计与制造的无纸化,使涡轮叶片精铸模具的设计周期缩短了60 % ,数控编程周期缩短了50 % 。 相似文献
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针对某型航改燃气轮机动力涡轮工作叶片与导向叶片振动疲劳性能差异较大、导向叶片疲劳极限较低的现象,开展了
表面状态检查、内部冶金质量检查、断口分析、组织分析、叶身取样疲劳性能对比分析等工作。结果表明:工作叶片和导向叶片表面
和内部冶金质量均满足标准要求,内部晶粒度和显微疏松等级相当;工作叶片和导向叶片裂纹均为靠近“叶根”进排气边处的疲劳
裂纹;导向叶片未采用细晶工艺,叶身表面晶粒较粗;导向叶片使用返回料导致枝晶间组织粗大、局部区域存在针状TCP 相。 相似文献
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近代航空工业生产的喷气发动机,为了提高涡轮前进口温度,单纯的依靠提高涡轮叶片材料的耐热性能已经满足不了近代高性能发动机的要求,因为材料本身耐热性能的潜力已经不大。目前,空冷技术已在国内外的涡轮叶片和导向叶片上得到了广泛的采用,它可以使涡轮前进口温度至少提高120℃以上,从而提高了发动机的推力。采用石英玻璃型芯(以下简称型芯)形成的精铸涡轮叶片孔型就是一种新的冷却方式。由于型芯做成复杂异型孔形较困难,一般采用断面为圆形或椭圆形较多,圆形型芯直径达φ0.8~φ1.0毫米已经在国内用于批生产。在精铸涡轮叶片批生产中,直径为中φ1.0毫米的型芯往往在型壳和铸件中产生断芯,断芯位置在靠近转角R处。断芯与型芯材料、模具结构、模料、制壳工艺、铸件的凝固等因素有关系,经过试验和多年批生产实践已经掌握了断芯规律和解决方法,从而稳定了批生产质量,型壳断芯率由试制初期的70%以上降到10%以下,铸件中的断芯已基本消除。 相似文献
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对一种退役的美制涡轮叶片进行了解剖分析。确认该叶片的材料为MAR-M200+Hf即PWA1422合金,但其铪含量低于技术条件规定值。叶片采用定向凝固空心无余量铸造工艺制成,叶片结构不太复杂。虽经使用约两万小时,显微组织仍然稳定。叶片内外表面较为光洁,未发现内部和外部冶金缺陷,说明其熔铸工艺水平较高。 相似文献
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介绍了某起动机无余量精铸涡轮叶片质量改进工艺攻关试制过程控制,通过有余量叶片改无余量叶片等方案的实施,从而保证了该零件的顺利试制和产品质量的提高。 相似文献
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1.构造和基本原理 V2500有两级高压涡轮叶片,一级有64个叶片,二级有72个叶片,都为单晶结构,由镍基合金精铸而成,这保证了它能承受更高的涡轮进气温度.这两级叶片都有前后两个冷却进气通道,均开口于根部. 相似文献
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本文针对航空发动机涡轮叶片叶尖磨损问题,对涡轮叶片的工作条件及磨损特征进行了分析,指出涡轮叶片叶尖修复技术所带来的经济效益及其重要意义。文中详细介绍了激光表面仿形熔铸接长技术和全自动钨极氩弧焊接长修复技术,为今后发动机涡轮叶片叶尖磨损提供了切实可行的接长修复方法。 相似文献