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Ⅰ级涡轮叶片振动特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对某型发动机Ⅰ级涡轮转子叶片的振动特性进行了较深入的研究,并分析了它在发动机常用工作转速下发生共振的可能性,对该机原型叶片的振动特性和激振力特性进行了理论分析,计算中考虑了温度场和离心力的影响,使计算结果更接近实际情况;同时还做了叶片静频和振动应力分布试验。通过理论计算和试验测试结果分析表明:所用的分析方法可行有效,试验和计算结果具有一定程度的可信性。 相似文献
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通过对英产和国产的某机高压涡轮1级转子叶片在同一状态下进行相同载荷的热冲击对比试验,测量检查叶片表面裂纹的产生和扩散速率,判断国料叶片与英料叶片的相对强度性能和疲劳寿命。论述了热冲击试验方法,得到了国料叶片与英料叶片抗热冲击疲劳寿命相当的结论,为国产叶片的使用与定寿提供了依据。 相似文献
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涡轮叶片热/机械复合疲劳试验方法研究 总被引:5,自引:0,他引:5
针对提高涡轮叶片TMF试验技术,介绍了在应用高频电感应加热设备基础上,进行高频电感应加热器设计、热/机械复合疲劳试验装置设计、测试方法和热/机械复合疲劳试验的方法;提出了制造工艺和试验方法对涡轮工作叶片热/机械疲劳寿命的影响与相应的修正措施。 相似文献
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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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高压内冷涡轮的气热耦合计算(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
本文目的在于验证所开发的适用于涡轮气热耦合模拟的计算程序,并研究转捩对气热耦合计算结果影响。首先在流场求解程序HIT-3D中加入考虑转捩影响的q-ω低雷诺数二方程模型以及AGS代数转捩模型模块,然后采用直接耦合方法关联HIT-3D与自主开发的温度场求解程序,使新程序具备气热耦合求解功能。选取MarkⅡ叶片的三个不同试验工况作为验证算例,在计算中考虑管内流动影响,并对流道内流动分别采用了B-L代数模型、q-ω二方程模型以及B-L&AGS模型,而对管内流动则分别采用了B-L模型与B-L&AGS模型。计算表明采用各模型预测的压力分布与试验吻合较好,而在层流转捩区域采用B-L&AGS模型预测的温度分布与实验吻合最好,而在湍流流动区域,各模型预测的温度分布接近。这一方面表明所开发程序具备较准确进行内冷涡轮气热耦合计算的能力,另一方面也证明了考虑转捩影响对提高气热耦合计算精度的重要性。 相似文献
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为了了解涡轮导叶吸力面在跨声速条件下的换热特性,采用数值模拟的方法,分析了出口马赫数对平面叶栅内流场与换热特性的影响,以及气膜出流对吸力面气膜冷却特性的影响。结果表明,跨声速条件下,斜激波导致的逆压梯度导致了吸力面层流边界层分离和转捩;亚声速条件下,吹风比从0.5增大至1.5时,转捩位置前移了约0.1倍弦长;跨声速条件的转捩位置随吹风比增大未发生变化,但是边界层分离现象被抑制,分离泡的尺寸明显变小。在吸力面小吹风比更容易获得更高的冷却效率;边界层的分离导致冷效率分布不同于亚声速条件,在分离区冷却效率迅速降低,在吹风比0.75时降低约50%。 相似文献
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为了优化设计涡轮导向叶片冷气用量,采用红外测温技术对叶栅进出口压比2.378,冷热流体流量比0.059~0.118的叶片综合冷却效果进行了研究,获得了叶片表面综合冷却效果二维分布以及展向平均和区域平均综合冷却效果随流量比的变化规律。结果表明:流量比变化对前缘和压力面区域平均综合冷却效果的影响明显大于吸力面。前缘最大展向平均综合冷却效果出现在滞止线附近,该冷却结构对前缘可以进行有效冷却。流量比由0.059增大到0.118,区域平均综合冷却效果先升高后降低,流量比0.078获得最大综合冷却效果。将设计点流量比从0.098减小到0.078,不仅减少冷气用量,还提高了叶片综合冷却效果。 相似文献
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气膜冷却是保证航空发动机涡轮导向叶片正常工作的重要方法之一。为研究在较高涡轮前温度条件下气膜孔布置对叶片前缘降温的效果,采用ANSYS CFX的RNG k‐ε模型对选定叶片进行了叶片前缘气膜冷却仿真。根据驻点、流动分离点等条件确定了气膜孔位置,并根据仿真效果对气膜孔布置进行调整。通过仿真结果表明,调整好位置的气膜孔对叶片前缘的冷却效果比较明显。 相似文献