基于精确参数化定义的复合材料桨叶剖面 扭转刚度计算

在系统地对桨叶结构设计流程、结构分析计算方法进行研究的基础上,通过对桨叶组件参数化定义及桨叶铺层三维几何建模方法的扩展,自动获得各桨叶剖面相关组件的几何和材料信息,并基于闭口薄壁梁理论,给出了复合材料桨叶剖面扭转刚度的高效计算方法.该方法一方面充分考虑了复合材料蒙皮铺层的复杂结构以及梁、肋等组件的细节几何模型,避免了三维几何模型简化误差;另一方面,提出了铺层块、等效厚度以及长厚比概念,并采用解析表达,将模型几何解构完全集成于桨叶设计过程自动完成,十分便于工程应用.实例验证表明:提出的方法能够快速、可靠地完成桨叶剖面扭转刚度计算,显著提高设计分析效率.      

基于多层优化策略的涡轮盘叶设计研究

针对涡轮多学科优化设计,将多层优化策略中的重要原则学科自治扩展到组件自治;并结合目前的多学科优化策略BLISS(bi-level integrated system synthesis)2000和CO(collaborative optimization)以及ATC(analytical target cascading),设计出新的多学科优化框架.利用BLISS2000建立了涡轮盘叶的两层双子系统优化框架和两层三子系统的优化框架;结合BLISS2000和CO各自的优点构建了三层三子系统优化框架;从定性的分析角度排除了ATC在涡轮多学科多层优化设计上的应用.通过对比分析,三子系统的多层优化策略的优势主要体现在优化效率方面;层与层之间存在复杂的交互迭代过程导致三层系统往往比双层系统表现出差的精度和效率.      

燃气涡轮盘/叶耦合系统振动特性分析

利用UG对两级涡轮轮盘/叶片进行三维实体建模,导入ANSYS构建其耦合振动分析的有限元模型,以静强度分析为基础,主要对比了有无温度场情况下,盘/叶耦合系统的振动特性差异,计算中考虑了温度场和离心载荷的影响,使计算结果更接近于实际情况,结果表明,温度不是影响涡轮盘/叶振动特性的主要因素。此外,从叶盘耦合谐振图可以看出,在工作转速下涡轮叶盘没有发生共振的危险;在起动时,只需快速的跨过一些共振区就能很好的避免耦合共振的情况发生,就振动设计而言,该型涡轮的设计是合理的。     

概念设计时影响涡轮转子叶片强度的关键因素

基于总体结构参数对后期详细设计的重要性这一事实,探讨了航空发动机叶片概念设计中可能出现的强度问题,研究了涡轮叶片的 AN2值、轮缘切线速度、叶片稠度和材料性能等重要设计参数对强度和寿命的影响.结果表明:目前先进民用大涵道比涡扇发动机的 AN2值在25m2·(r/min)2以内,轮缘切线速度应当使得涡轮盘的形状因子控制在2以内,叶片稠度则应满足叶片能被榫连结构包容的要求,材料蠕变和低循环疲劳性能的限制要求高压涡轮叶片根部平均应力控制在250MPa左右.这些结果将为先进航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的设计提供重要的参考依据.      

双出口孔射流气膜冷却换热特性数值模拟

为了优化气膜冷却结构,通过数值模拟研究了一种新型气膜孔(由两个圆柱孔组成的双出口孔)的气膜冷却换热特性。利用Fluent软件对N-S方程进行求解,湍流模型采用两方程realizable k-ε模型和增强壁面函数处理。重点研究了吹风比对气膜冷却换热系数、换热系数比和热流比的影响。结果表明,换热系数随吹风比增大而增大,随x/d增大而减小,气膜孔附近尤其明显。吹风比0.5和1.0时,换热系数比随x/d增大而减小;吹风比1.5和2.0时,换热系数比随x/d增大先减小后增大。在研究的吹风比范围,双出口孔射流气膜冷却起到了削减从燃气传入叶片热流的作用。吹风比从0.5增大到1.0,热流比减小;吹风比从1.0增大到2.0,热流比增大。热流比随x/d增大而增大,气膜冷却的冷却效果减小。     

定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能差异研究

为了研究定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能及差异,根据典型涡轮叶片的工艺和几何特征,设计了两类叶片模拟件和用于对比研究的带缺口的对比试件,在此基础上开展了高温低循环疲劳试验和对比分析研究.试验结果表明:缘板模拟件、叶冠模拟件的材料疲劳性能分别为对比试件(和叶身中部材料性能基本相当)的5.93％和7.68％.这说明叶片...     

大型后掠自适应风力机叶片的气动扭角设计优化

针对大型后掠式自适应叶片(STB)中显著的气动/结构耦合现象,利用优化方法探讨了直叶片转化为后掠式自适应叶片后的气动扭角补偿优化,STB叶片没有不改变原直叶片的输出功率和结构强度。优化算法采用遗传算法,以功率为约束条件,扭角分布为优化变量,优化目标为叶片根部应力最小。建立了叶片的气动模型和六自由度铁摩辛科悬臂梁结构模型,叶片的气动特性分析采用了基于动量叶素理论的数值算法,结构特性分析采用有限元法,优化算法采用遗传算法。最后在额定风速条件下,完成了2.0MW叶片的气动扭角的补偿设计优化。分析结果表明,STB叶片通过扭角补偿后,可满足功率输出的要求,并大幅降低叶片的轴向推力。     

大焓降后部加载弯叶栅压力场与壁面流场特性的实验研究

在环形叶栅低速风洞中,对亚临界600MW汽轮机中间级大焓降静叶栅进行了吹风实验。应用五孔球头测针,详细测量了在3个冲角下叶片沿叶高和节距的气流参数分布;借助沿叶型的静压测孔测量了在9个相对叶高位置沿叶型的静压系数;并应用墨迹显示技术,显示了沿上、下端壁及叶片表面的极限流线。实验结果表明,大焓降静叶栅具有良好的气动性能。     

发动机叶片榫头角度现场检测方法

对航空发动机叶片榫头角度进行现场测量是保证叶片加工质量的重要环节。本文结合叶片榫头的结构特点,针对使用传统的专用测具和标准件测量榫头角度存在的问题,设计了一种叶片榫头角度检测仪,并给出了相应的检测方法。实验和使用证实,该检测仪能提高检测效率,降低劳动强度,适合在生产现场使用。     

涡轮转子H形叶片叶尖间隙测量

叶尖间隙是燃气轮机中的一个重要性能参数和安全监测参数。现代燃气轮机中采用H形凹腔冷却涡轮叶片,该叶片具有单叶片双间隙的特点。利用电容式叶尖间隙测量系统,通过改进算法,实现了H形叶片的叶尖间隙测量,并成功应用于H形叶片涡轮级性能试验。试验录取了三种不同设计间隙下的实际叶尖间隙变化数据,分析了叶尖间隙与涡轮性能之间的关系,并对试验中的转子异常运动进行了成功监测。