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721.
722.
DD6单晶冷却涡轮叶片模拟试样蠕变寿命研究 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了DD6单晶冷却涡轮叶片模拟试样中气膜孔对蠕变寿命的影响。分别对带气膜孔和不带气膜孔的薄壁圆管试样进行了蠕变测试,带气膜孔试样作为冷却叶片模拟件,不带气膜孔试样与之比较。900%与1000%的蠕变试验结果表明:在相同应力条件下,壁厚为2.0mm试样的蠕变寿命要比壁厚为1.5mm试样的长,带气膜孔试样的蠕变寿命要比不... 相似文献
723.
724.
为了预测旋转状态下气膜轨迹偏转趋势,为叶片表面气膜孔的构型设计提供参考,基于一个平板叶片模型对旋转状态下气膜冷却中气膜轨迹偏转趋势进行了实验研究,对用于预测压力面侧气膜轨迹偏转方向的新无量纲准则数——偏转数Dn与气膜偏转的关系进行验证。实验利用热色液晶技术对叶片表面的二维色调场进行测量,并采用无线旋转拍照系统对旋转坐标系中的图像信号加以采集。结果表明,哥氏力和离心力是影响气膜轨迹偏转方向的主要因素,偏转数可以在一定程度上预测旋转状态下平板叶片的冷气出流的偏转方向,但由于径向压力梯度和粘性力的存在,预测结果存在误差。基于实验结果和偏转理论提出修正偏转数Dn*,从而提高预测的准确性。 相似文献
725.
激光冲击叶片榫头变形控制与疲劳试验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某航空发动机涡轮叶片榫头部位疲劳断裂故障,利用激光诱导高压冲击波对榫头部位进行冲击强化,提高其抗疲劳性能。在试验测试激光冲击GH4133B镍基高温合金材料残余应力场的基础上,确定了叶片材料激光冲击工艺参数;根据榫齿面转接R区结构特征,设计了不等强度分布冲击方式,保证强化区域残余应力均匀、过渡分布,防止出现应力突变。由于榫头结构不均匀,高压冲击波引起的塑性流动使叶片发生宏观变形,采用数值仿真方法分析了激光冲击后叶片榫头宏观变形规律和机理。在此基础上提出了激光冲击叶片榫头变形控制的方法,并设计了榫头结合面冲击区域和方式,保证叶片榫头两侧对应区域的激光能量输入基本相当,通过结合面的塑性流动来减小叶片榫头宏观变形。冲击处理后的叶片榫头表面粗糙度、滚棒尺寸和平面度等均满足技术要求。并分析了激光冲击强化提高叶片高温疲劳寿命的原因。疲劳试验结果表明:激光冲击强化可提高叶片榫头部位的高温高低周复合疲劳寿命提高了279%。 相似文献
726.
应用附面层抽吸技术和叶型优化设计方法对某双排对转轴流压气机进行了改型设计数值研究,旨在指导下一步的实验研究。近喘点时,原始出口导流叶片(OGV)尖部叶型存在着严重的气流分离现象。优化设计后,气流在叶型前缘加速平缓,通道内回流区所占比例明显降低,OGV 70%叶展以上的总压损失系数平均降低了38.4%,压气机等熵效率提高了0.3%。在转子2(R2)尖部叶型66%弦长轮缘端壁处开设1mm宽抽吸槽,当近喘点的相对质量抽吸量为1%时,R2尖部的负荷水平改善明显,65%叶展以上等熵效率平均提高了10%。尖部流场的改善对于下游OGV产生了积极的效应,速度三角形的重构使轮缘端壁处的角区分离被限制在了很小的范围内,85%叶展以上的总压损失系数平均降低了25%。通过抽吸,压气机等熵效率又获得了0.5%的收益。 相似文献
727.
在对某型涡扇发动机高压涡轮转子叶片冷却结构分析的基础上,建立了流动换热分析的气热耦合计算模型.采用通用流体力学计算软件完成了高压涡轮转子叶片复杂结构的内外流场和温度场的一体化计算,得到了涡轮叶并流动换热的数值计算结果,对其冷却结构的换热效果进行了分析,并对气热耦合计算在涡轮冷却叶片设计中的应用进行了分析和探讨。 相似文献
728.
729.
为了研究大涵道比涡轮风扇发动机宽弦风扇叶片中采用的圆弧形燕尾榫连结构的低循环疲劳寿命,设计了1种双榫头的低循环疲劳试件及夹具,该试件具有可以避免试件上打孔、所受载荷单一、节省试验时间等优点。利用通用软件ANSYS对试件及夹具进行了3维接触应力分析,得到了试件及夹具上的应力分布规律,证明了该试件设计的可行性与合理性。考虑多轴应力对寿命的影响,对试件进行了弹塑性分析,用4种方法预测了试件的疲劳寿命并与初步的试验结果进行了比较,给出了4种预测方法的相对误差。结果表明:Neuber法和等效应变法应用较方便且预测结果均在可接受范围内。 相似文献
730.