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航空发动机涡轮叶片涂层热电偶测温技术 总被引:1,自引:0,他引:1
针对航空发动机涡轮叶片测温难题,设计了一种与叶片一体化集成的涂层热电偶温度传感器。利用热喷涂技术进行温度传感器的原位制造与微加工,并对样品进行了静态标定试验、高温高速燃气冲击试验、高速旋转轮盘试验等系列性能考核,通过理论模型的建立,讨论了涂层对测温结果的影响规律。试验及仿真计算结果表明:涂层热电偶传感器测量精度达到Ⅰ级标准热电偶允差等级,并能在高温、高转速、复杂的气动激振力及大离心载荷下可靠稳定工作。该技术可实现航空发动机涡轮叶片表面温度实时监测与精确测量,为叶片设计定型及改进提供了1种新的技术手段。 相似文献
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为评估使用热电偶测量涡轮叶片表面温度数据结果与真实温度的偏差,确保数据准确和有效使用,针对在涡轮叶片综合冷效试验中应用较多的侵入式热电偶敷设测温方式,从工程应用角度出发,提炼出与涡轮叶片表面温度测量准确度有关联的操作工序引入额外热阻、热电偶埋入深度和热电偶埋入间隙等工艺影响因素.通过数值模拟和试验研究,获取了热电偶埋入... 相似文献
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轴流压气机效率测量两类影响因素的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对压气机试验系统中影响效率参数测量的主要因素,开展了出口热电偶反串测温和前置齿轮箱机械损失标定试验,验证了热电偶反串测温方法应用于压气机低压比小温升工况效率测量的有效性,获取了齿轮箱机械损失改进修正系数随转速的变化规律。试验结果表明:小温升工况下,压气机温升效率对出口总温测量误差的变化非常敏感。与常规测温方法相比,热电偶反串测温方法实现了压气机温升的直接测量,在低压比小温升工况效率参数测量上具有明显优势。齿轮箱机械损失对于压气机扭矩效率测量具有显著影响,中低转速时简化修正系数会导致安装齿轮箱后的压气机扭矩效率测量结果偏高,采用改进修正系数可以提高压气机扭矩效率测量的准确性。 相似文献
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振动监测在轮盘低循环疲劳试验中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
振动加速度值在轮盘低循环疲劳试验中,是判断轮盘是否产生较长裂纹的一个重要指标。燃气涡轮研究院在其SB804轮盘低循疲劳劳动试验器上进行过多个轮盘的低循环劳动试验,其中有2个压气机盘和3个涡轮盘产生了较长的裂纹。根据这5次疲劳试验中实际记录的振动加速度的变化值说明:在轮盘的低循环疲劳试验中,可以通过监测振动峰值的变化来判断轮盘是否产生较长的裂纹。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2016,(5):30-34
采用示温漆和热电偶两种方式,在全温全压试验中对航空发动机阵列预混燃烧室火焰筒壁温进行测试,获得火焰筒的壁温分布,并对不同峰值时间下示温漆判读结果与热电偶测试结果进行对比分析。研究表明:阵列预混燃烧室火焰筒壁温小于所用材料的许用工作温度;火焰筒试验峰值时间是影响示温漆测温判读的主要原因,为保证测试结果的准确性,应严格要求试验峰值时间与示温漆标定的峰值时间一致。 相似文献
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为了解某航空发动机空气涡轮起动机包容结构对其包容性的影响,采用 LS-DYNA 软件对空气涡轮起动机的包容性进行数值仿真,并在高速旋转试验台上开展了多次包容性试验。试验中采用涡轮盘预制裂纹的方式,使涡轮均匀破裂成 3 块,针对不同厚度的包容结构和不同的包容环支承结构分别进行包容试验。试验结果表明:在厚壁包容结构试验中轮盘碎块飞出,包容效果不理想;在薄壁包容结构试验中轮盘碎块击穿内层壳体并撞击包容环,轮盘碎块无飞出,包容效果较为理想;在薄壁包容结构试验中采用螺钉固定支承结构,第 1 次试验成功包容,第 2 次试验中涡轮盘被包容但组件倒翻,在第 3 次试验中采用凸台加固支承结构成功包容,表明选用合适的包容结构及其支承结构对确保其具备有效的包容能力十分重要。研究结果对空气涡轮起动机的包容结构设计有很好的指导意义。 相似文献
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在航空发动机试车过程中,通过试验研究找出热电偶测温系统的缺陷,确定了科学的校验方法,提高了测量系统精确度。此方法也可应用于其他热电偶测温系统。 相似文献
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多层复合式薄膜热电偶的研制 总被引:1,自引:0,他引:1
利用薄膜科学的最新发展和梯度功能材料的研究思路,成功地解决了金属基体表面沉积薄膜热电偶时的交叉绝缘和连接强度问题,从而研制出系列高性能的瞬态温度测量用薄膜热电偶测温传感器。 相似文献
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为提高热电偶的测温精度,在对热电偶进行数学建模时,结合粒子群算法对PID神经网络进行优化,并设计了实际多路电偶数据采集电路对温度数据进行采集和验证。通过实验验证,粒子群算法的运用加快了PID神经网络的收敛速度、提高了系统稳定性,从而得到了更加精确的热电偶模型,提高了系统的测温精度。 相似文献
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为了提供快速提高轮盘超转破裂裕度方法,满足适航对超转相关要求,基于极限应变法开展了轮盘超转分析和试验验证。轮盘破裂转速分析与试验结果符合性较好,轮盘起始破裂位置、应力应变分布特征通过轮盘碎片断口及残余变形获得了验证。根据轮盘起始破裂位置,给出了适航超转要求中最不利尺寸公差的确定方法和通过局部结构强化提高轮盘破裂转速的方法。分析和试验结果的对比证明了极限应变法用于超转破裂分析的合理性,整个过程也为充分利用超转试验结果对分析进行验证提供了范例,提出的提高轮盘破裂裕度方法和最不利尺寸公差确定方法具有较强操作性,可为航空发动机轮盘超转设计和适航取证提供参考。 相似文献
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针对高超声速飞机结构试验中大范围快速升/降温加载难题,提出了一种基于石墨的宽温度区间快时变热载荷模拟方法。首先,形成了一种基于平板式石墨加热元件的超高温环境设计流程,提出了考虑加热环境的加热元件厚度设计与强度校核方法;其次,针对快时变热载荷模拟需求,提出了基于加热元件与试验件解耦的快速升温方法,分析了封闭环境中强迫对流换热降温效率;最后,基于前述方法研制了大范围快时变热载荷模拟试验系统,并针对炭气凝胶试验件开展了超高温快速升/降温试验验证。研究表明,试验件表面温度响应与设计要求基本一致,无明显的温度变化滞后与变化缓慢现象。针对碳基材料平板试验件,试验系统可实现500~1 800℃范围内的可控多次快速升温与快速降温,升/降温速率可达到10℃/s,为高超声速飞机结构热试验提供了技术条件。 相似文献
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该温度传感器采用直径Ф1,5mm的碰地型铠装热电偶作测温元件,其金属外套管由高温合金GH30制造。这种铠装热电偶短时工作上限为900℃,长期工作上限为800℃,时间常数小于0.3s,能经受发动机振动和高温气动力的作用而可靠地工作。信号放大器采用差动输入式,可与碰地型的热电偶输出信号相配工作,放大器抗干扰能力强,结构紧凑,电气性能好。该系统经飞行试验证明,性能稳定,工作可靠。 相似文献
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针对航空发动机设计中高温度梯度轮盘低循环疲劳试验的需求,基于国内外航空发动机轮盘低循环疲劳试验件设计经验及国内现有轮盘试验器的试验条件,总结了该类高温度梯度航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件设计的难点主要为轮盘热应力难在试验过程中模拟、轮盘寿命考核位置多、轮盘试验件试验转速高、轮盘试验件寿命限制位置容易转移等,并针对各难点给出了用离心载荷补偿热载荷、以损伤程度定考核位置、在不改变考核位置应力特征的前提下可以改变非考核位置局部结构特征等解决方案,形成了一套高温度梯度轮盘低循环疲劳寿命试验件设计方法。应用该方法设计了某航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验件并进行了试验,完成了寿命考核试验,结果表明:该方法是可行的。 相似文献