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巡航状态下涡轮径向间隙主动控制 总被引:1,自引:0,他引:1
发动机叶尖间隙变大,会导致压气机和涡轮的工作效率下降,发动机推力减少,耗油率增大。主动间隙控制技术是根据发动机工作状态,人为地控制机匣或转子的膨胀量,使转子和静子的热响应达到良好的匹配,以保证径向间隙最小。针对涡轮在巡航状态下采用冲击冷却,确定涡轮在冲击冷却下的优化设计数学模型,利用MPOP优化程序综合寻优,达到涡轮在巡航状态下优化设计主动控制的目的。 相似文献
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航空发动机压气机转子叶尖径向间隙设计需保证间隙最小,且不发生碰磨。结合压气机转子叶尖径向间隙有限元仿真和测量结果,研究了压气机转子叶尖径向间隙的变化规律,确定了叶尖径向间隙最小、容易发生压气机转子叶尖径向整圈碰磨的典型过渡态历程,即当压气机出现近似“冷机匣、热转子”时快速上推到大状态(中间或最大状态),或发动机进口降温等典型过渡态过程;同时,确定了叶尖间隙最大的典型过渡态过程,即当压气机出现近似“热机匣、冷转子”时快速下拉到慢车状态,或发动机进口升温等典型过渡态过程。为避免发动机正常工作中发生压气机转子叶尖与涂层径向整圈碰磨,提出了适用于发动机仿真分析用的加、减速过渡态程序,可供工程设计参考。 相似文献
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主要研究了航空发动机在线优化问题。以非线性发动机部件级模型为优化对象,将信赖域滤子优化法应用于航空发动机在线优化问题,相比基本的信赖域方法,该算法由于采用非单调的滤子算法和松弛重置,兼顾了算法在目标函数值下降与可行性保持两方面的良好算法品质,通过必要的松弛重置避免了子问题的不可行性,滤子算法则保证了算法收敛到全局最小解。最后,基于Trust Region Filter算法,以某型涡扇发动机最小油耗寻优控制为应用仿真算例,验证了该算法在解决航空发动机在线优化问题时,相比基本的信赖域方法在提高优化效果方面的优越性。 相似文献
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电子束物理气相沉积热障涂层的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
70年代以来,陶瓷热障涂层技术被广泛用于保护航空发动机的热端部件。热障涂层具有减少热流、降低热端部件工作温度(或提高发动机工作温度)、防止腐蚀和磨损、提高效率、节约燃料、延长零件工作寿命的功能。采用电子束物理气相沉积制备的热障涂层具有更高的抗氧化腐蚀剥落能力、界面结合力及热循环寿命。 相似文献
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GENX发动机采用了革新的材料、涂层和结构的涡轮。该涡轮的特点是:采用先进的设计程序和高效的叶片结构,利用较少的叶片取得了很高的效率,并且大大减轻了质量和降低了费用;采用粉末冶金盘、特制的涂层、革新的冷却结构和叶片材料,获得了很高的性能和较高的寿命;采用GE公司在YF120发动机和TECH56技术计划研制并验证的对转涡轮技术,使部件减少、质量减轻和效率提高。 相似文献
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基于复合模型及FSQP算法的发动机性能寻优控制试验 总被引:1,自引:3,他引:1
提出了一种在保证优化效果前提下提高发动机在线性能寻优实时性的方法,即一方面基于相似理论建立了适用于非加力状态的发动机复合稳态模型,在优化过程中替代原部件级模型以缩短优化计算时间,另一方面采用先进的可行性序列二次规划算法寻求全局最优解,以提高优化精度。最终实现了上述方案在最小油耗模式及最大推力模式下的数字仿真及半物理模拟验证,相比于传统的基于发动机部件级模型进行性能寻优控制,其优化精度相当,但优化实时性得到大幅度提高,从仿真结果可以看出上述方案的有效性及可行性。 相似文献
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介绍了西方及俄罗斯采用陶瓷热障涂层来保护航空发动机的热端部件。电子束物理气相沉积(EB-PVD)方法制备热障涂层(TBC)技术的出现,可望解决发动机转子件热保护这一难题。 相似文献
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热障涂层(TBCs)广泛应用于先进航空发动机热端部件,有效延长了发动机热端部件的服役寿命,成为先进航空发动机必不可少的热防护材料。但在服役过程中一些大气沉积物CMAS加热后变为熔融体吸附在热障涂层表面,并沿着孔隙和裂纹等缺陷渗透至涂层内部,诱导涂层过早失效。采用等离子–物理气相沉积技术(PS–PVD)制备YSZ热障涂层,利用XRD、SEM等表征手段,对不同腐蚀时间的涂层物相成分、微观结构进行了表征。研究结果表明,YSZ涂层在1250℃下经过CMAS腐蚀后发生了相变;随着腐蚀时间的增加,CMAS沉积物会沿着热障涂层类柱状晶间隙渗透至内部,导致涂层结构出现疏松,并且在陶瓷层上部区域出现了类柱状晶断裂现象,涂层宏观表现为部分陶瓷层剥落;腐蚀8 h后陶瓷层部分区域出现了类柱状晶从粘结层上整体剥离;CMAS渗透深度随腐蚀时间的增加不断加大,在腐蚀3 h内其渗透速度相对较快,腐蚀3 h以后其渗透速度会相对变得缓慢。 相似文献
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以大涵道比涡扇发动机总增压比由50∶1提升至70∶1为目标,设计了串接在某10级23∶1高压压气机之后的5级2.2∶1轴流压气机甚高压部件,探究以全轴流方式提高总增压比的方案的可行性。通过部件总体与一维设计,S2通流反问题与叶片造型,计算流体力学验证,在采用了各级正预旋、转子尖部大落后角、静子正弯等措施后实现了该设计。研究表明:在达到设计指标的情况下,该多级轴流甚高压部件的叶尖间隙可选择为0.2 mm,若取较为常规的0.3 mm叶尖间隙,则其大轮毂比、相对大叶尖间隙等几何特征,将导致失速裕度下降明显,稳定工作范围变窄。另外,在结构方面,全轴流甚高压部件方案还需要解决叶片数量巨大,级成本提高等问题。 相似文献
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为提高航空发动机热端部件抗腐蚀、抗高温氧化、抗磨损等能力,延长机件使用寿命,通常采取在发动机热端部件喷涂具有耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等功能的防护涂层[1].由于设计原因,某航空发动机在工作过程中,一级涡轮导向器隔热屏封严篦齿的外篦齿暴露在高温燃烧区,术得到有效的冷却,产生极大的热应力,引起篦齿根部背面涂层裂纹甚至掉块,如图1所示.统计分析表明:某航空发动机工作到大寿命时,一级涡轮导向器隔热屏NiCr-Cr3C2涂层裂纹故障率高达80%,因此研究热端部件NiCr-Cr3C2涂层修复技术成为目前一项急待解决的问题.要解决涂层裂纹甚至掉块的故障,就需要提高涂层的结合强度,保证涂层获得相当的耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等能力,为此必须适当调整涂层材料的成分配比[1-2]. 相似文献
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以某涡扇发动机的过渡态性能模拟为研究对象 ,建立了过渡过程中零部件与气流之间的不稳定热交换、由于热交换引起的间隙变化以及引起的部件效率变化的数学模型 ,并且将此模型引入面向对象的航空涡扇发动机过渡过程性能模拟程序的框架中。通过计算分析 ,零部件与气流之间的热交换对发动机过渡过程性能有显著影响 ;过渡过程叶尖间隙的变化引起的部件效率损失是不容忽视的。上述模型的建立将有效的提高涡扇发动机过渡过程性能模拟程序的精度 相似文献