精铸空心涡轮叶片模具虚拟修模方法

针对精铸空心涡轮叶片的精确控形问题,开展模具型腔优化设计中的虚拟修模技术研究.以某型号空心涡轮叶片为研究对象,采用数值模拟的方法,通过使用ProCAST软件对有限元模型进行计算,获得空心涡轮叶片的精铸位移场,基于位移场的反变形虚拟修模方法对模具型腔进行优化设计.经修模后的模具型腔仿真验证及模具型腔型号鉴定,结果表明,按...     

涡轮叶片冷却技术的应用和发展

针对航空发动机涡轮叶片的工作环境和使用要求,论述了涡轮叶片冷却技术的应用情况,展望了涡轮叶片冷却技术的发展趋势.阐述了研究涡轮叶片冷却技术必须同时重视改革工艺方法,合理的也是可行的做法应是开发高性能耐高温材料和发展新型高效涡轮叶片冷却技术并重,甚至将其合二为一,发展复合结构设计这一新型设计思想;以及对涡轮叶片根据实用要求用多种材料进行复合结构设计,用力学理论分析和强度实验的方法进行材料组合优化、复合结构优化,充分发挥各种材料特长,形成一种任何单一材料所不具备的优异性能涡轮叶片的观点.     

空心涡轮叶片精铸蜡型陶芯定位元件尺寸计算方法

 针对空心涡轮叶片精铸蜡型陶芯定位元件尺寸难以精确量化的问题,提出了基于模型匹配算法的陶芯定位元件尺寸计算方法。通过将壁厚权值因子引入匹配模型,实现了测量数据与理论模型的精确匹配;基于匹配后的陶芯实测数据,建立了定位元件的尺寸计算方法;最后,将壁厚偏差分布一致的一批陶芯分两组进行实验对比。结果表明该方法计算出的陶芯定位元件尺寸能够有效提高蜡型壁厚精度,对空心涡轮叶片的精确控型有一定的指导意义。     

涡轮叶片型面气膜孔流量系数的计算方法

在Rowbury D A等提出的算法基础上进行了改进，使该算法更适合用来计算压比较小情况下尤其是叶片前缘区域的气膜孔流量系数。该算法主要考虑了气膜孔出口主流流动状况、气膜孔几何参数和孔内流动雷诺数对气膜孔流量系数的影响。经过实验数据对比验证，表明该算法可能成为设计型面气膜冷却的一种通用方法。     

高效冷却单晶涡轮叶片制造技术的发展

高效冷却单晶叶片制造技术是近几年国外在研究叶片制造技术方面的重要成就。采用该技术制造单晶叶片,可使燃气涡轮入口温度提高２２２～３３３℃,达到２１００～２３００Ｋ。本文介绍了高效冷却单晶叶片及其制造技术和应用前景。     

基于知识的涡轮叶片精铸模具智能设计系统框架

针对涡轮叶片精铸模具设计过程中存在的设计周期过长、专家知识重用率不高、智能化程度不高等问题、提出将知识工程引入涡轮叶片精铸模具设计领域,构建基于知识的精铸模具智能化设计系统,在此基础上.重点研究了智能设计系统中相关关键技术.应用结果表明,该系统能有效地对专家知识进行继承利用,提高模具设计效率和质量.     

Research on the intelligent design system for investment casting die of aero-engine turbine blade based on knowledge

To solve the problems in turbine blade investment casting die design process such as long design time,lacking of expert experience and low level of intelligence,knowledge-based engineering (KBE) was introduced in the turbine blade investment casting die design field. The key technologies of the intelligent design method were researched and a prototype system was developed. A hybrid reasoning model was prompted in which case-based reasoning (CBR) was applied to conceptual design and rule-based reasoning (RBR) was applied to parts design after research the design process and domain knowledge of casting die. In the conceptual design stage,a retrieval model which integrated nearest neighbor approach and knowledge-based retrieval approach was prompted to improve the retrieval efficiency. Meanwhile,RBR was used to modify the retrieval result. The practical application results indicate that this system can reuse the expert experience efficiently and heighten the die design efficiency and quality.      

燃气轮机叶片精铸蜡型陶芯夹紧元件布局优化研究

利用陶芯夹紧元件的布局优化方法可以解决燃气轮机叶片精铸蜡型的壁厚控制问题。首先,对注蜡过程进行模拟,得到陶芯的载荷变化曲线;然后,基于计算力学理论,建立陶芯在夹紧元件不完全约束下的运动模型,计算陶芯漂移量;接着,基于陶芯漂移与夹紧元件布局之间的映射模型,以减小陶芯漂移为优化目标,建立陶芯夹紧元件布局优化模型;最后,采用改进的遗传算法对夹紧元件布局方案进行优化。结果表明:陶芯夹紧元件优化方法可以有效控制陶芯的运动漂移,降低了蜡型壁厚偏差。     

涡轮叶片内部回转通道的换热实验

用实验的方法研究了发动机涡轮叶片内部带肋回转通道壁面的换热特性.用瞬态液晶测量方法测量了整个叶片内部三个通道的全表面换热分布.研究了不同的气流雷诺数情况下和三个出口不同的出流比情况下对换热的影响.结果表明:在相同的出流比情况下,通道的平均努塞尔数随着入口雷诺数的增加而增大;在实验范围内,当进口雷诺数一定的情况下,三个出口出流比例为0%, 75%和 25%时整个通道的平均换热最强;在弯道处布置放射状的肋片,能够非常好地增强换热.      

气冷涡轮叶片三维换热问题计算

建立了三维气冷涡轮叶片换热计算的热-流耦合计算模型, 将辐射热量作为源项加入到方程中, 采用热-流耦合方法完成了某气冷涡轮叶片带辐射的三维换热计算.辐射热量的计算采用了P-1辐射模型, 比较了计算辐射和不计辐射时叶片表面的温度值及温度分布的差异.计算表明对于1600 K这样的高温燃气, 辐射热量不可忽略, 考虑辐射热量后, 叶片温度明显升高, 温度分布也产生了显著差异.      

旋转状态下涡轮叶片复合冷却结构

采用三维流固耦合换热计算研究了旋转状态下涡轮叶片冷却结构的复合冷却性能,讨论了辐射换热和转速对综合冷却效果的影响.结果表明:结构1叶根处出现局部高温区,低冷却效率范围大,叶片整体温度分布不均匀,结构2通过更合理的气膜流量分配提高了前缘附近冷却效率,降低了叶片表面最高温度,结构3采用内部蛇形通道使吸力面冷却效率显著提高,叶片整体冷却效率分布较为均匀;考虑壁面辐射换热时叶片表面温度升高,当表面发射率为1时局部温升超过50K,壁面辐射换热的影响不能被忽略;压力面综合冷却效率随转速增大而升高,3种结构的局部冷却效率最高分别能提升15.6%,13.4%和16.4%,吸力面上除弦中区冷却效率随转速升高有所降低外,其余位置冷却效率变化不大.      

基于多目标优化的透平叶栅变工况设计方法

将基于多目标优化方法的变工况设计思想引入到透平叶栅气动优化设计领域, 以能量法为基础, 提出了二维叶栅型线光顺方法和叶栅自动设计参数化方法, 在此基础上进一步结合并行多目标差分进化算法和CFD技术, 发展了叶栅变工况自动气动优化设计方法.对一个透平叶栅选择一亚声速工况和一跨声速工况进行了变工况自动气动优化设计研究.设计结果表明该设计方法能一次性获得适用于不同工况范围的多个气动性能优良的叶栅, 具有优秀的设计能力和工程实用价值.      

非定常环境下动叶气膜冷却流场的数值模拟

对非定常环境下动叶气膜冷却的流场进行了数值模拟,研究了动静部件之间非定常效应对气膜冷却效率的影响.计算结果表明,静叶的尾流迁移在冷气喷射位置处时,冷气在喷射位置下游壁面附近的覆盖宽度增大,距喷射位置下游约30%弧长范围内具有较高的气膜冷却效率,但在喷射位置附近的冷却效果略差一些.气膜冷却效率的振荡幅度随着吹风比的增大而增大.由于端壁附近旋涡的影响,冷气很难到达端壁附近,而是被卷吸到喷射位置的下游去,在喷射位置下游靠近端壁附近的冷却效果更好一些.      

吹风比对旋转涡轮叶片气膜冷却的影响

对1.5级涡轮叶片在旋转状态下不同吹风比时的气膜冷却特性进行了实验研究.实验中基于动叶弦长的涡轮进口主流雷诺数为1.6451×105,冷却工质采用二氧化碳,对应主流射流密度比为1.57,实验涡轮转速为475 r/min,对应旋转数为1.901,吹风比为0.5~2.0.采用稳态液晶方法测温.结果表明:①压力面上,随吹风比的增大,气膜冷却效率升高,气膜覆盖区域增大,气膜轨迹的偏转程度减弱;②吸力面上,随吹风比的增大,气膜冷却效率先上升后下降,气膜覆盖区域亦先增加后减少,气膜轨迹的偏转程度不明显;③射流流动的曲率半径影响气膜对壁面的附着.      

旋转状态涡轮叶片吸力面单孔气膜冷却实验

采用稳态液晶测温方法,系统研究了1.5级涡轮叶片吸力面在旋转状态下的气膜冷却特性.实验中,主流经加热压缩后冲击涡轮转动,基于动叶弦长的涡轮进口主流雷诺数为8×104.射流分别采用空气和二氧化碳,其对应射流-主流密度比分别为1.03和1.57.实验转速为630,700 r/min和737 r/min,对应旋转数分别为2.092,2.324和2.448.吹风比从0.3到3.0变化.结果表明,吸力面上,气膜冷却效率随吹风比的增大先上升后下降,存在一个最佳吹风比,使冷却效果最好;增大密度比有利于增加气膜覆盖面积;旋转降低了气膜冷却效率;气膜向低半径方向偏转,但并不十分明显.      

Experimental investigation of aerodynamics of turbine blade trailing edge cooling

This paper presented an experimental investigation the effects of the trailing edge cooling on the aerodynamic performance. The experiments were conducted on the low-speed linear cascade tunnel at Northwestern Polytechnical University. The external aerodynamic characteristics in the 40 percent chord downstream of exit plane were measured using five-hole probe with the different ejection rates. The results showed that the total pressure loss coefficient at the middle spanwise plane increased at first and then it has a decreasing tendency with the increase of ejection ratio. The trailing edge cooling would influence the structure of the turbine cascade outlet flow field. When the ejection rate was 3%,the loss area near the blade endwall would become stronger,but it would become weaker with the 6% ejection ratio. On the whole,the trailing edge cooling had more influence on the profile loss than on the secondary loss.