燃气轮机动力涡轮热负荷机械运转试验方法

阐述了利用工厂动力设备,在非专用试验车台上,进行兆瓦级大功率工业燃气轮机动力涡轮工厂检验性试车的方法。采用空气管路连接动力涡轮进气口与排气口,构成密闭闭环回路,利用电动机驱动动力涡轮运转,涡轮叶片搅动空气使其升温,实现了热态空负荷机械运转的试验状态,达到了在额定工作转速下进行机械磨合运转试验,和在一定温度下对动力涡轮进行热态检验试验的目的。本方法对其他型号动力涡轮试车具有重要参考价值。     

超高速涡轮泵轴系临界转速计算方法及影响因素分析

针对小型超高速涡轮泵轴系,采用等效刚度法、经典理论法及传递矩阵法对其临界转速进行推导和计算,对不同计算方法的计算结果进行了比较与分析。结果表明,使用传递矩阵法可以得到轴系1阶、2阶临界转速的更精确解;轴承支承刚度对涡轮泵轴系的临界转速有较大影响并呈正相关;涡轮轴质量主要影响2阶临界转速;涡轮盘和泵叶轮的回转效应及旋转轴的剪切效应,在一定程度上对临界转速分别起到增大和降低的作用。     

基于单颗粒模型的航发叶片砂带磨削微观仿生锯齿状表面形成及实验

基于鲨鱼皮衍生出来的微观仿生表面被广泛应用于机翼等航空零部件的设计中，对于提高航空零部件的疲劳寿命、气流动力性等服役性能具有重要作用。砂带磨削能实现零部件表面的高完整性要求的加工，故常用于叶片、整体叶盘等复杂曲面的精密磨削，且能实现微观表面形状，但目前缺乏砂带磨削微观表面的系统研究从而难以实现其精确控制。首先，分析了微观仿生锯齿状表面的典型结构特征，基于单颗粒砂带磨削模型，研究了单颗粒砂带磨削去除机理；然后，建立了砂带磨削多颗粒参数化数学模型，提出了微观仿生锯齿状表面砂带磨削方法；最后，以钛合金叶片型面为对象，搭建以钛合金为典型材料的微观仿生锯齿状表面砂带磨削基础实验平台，进行仿生表面的实验验证。通过对磨削后叶片的表面微观形状参数进行检测，结果表明通过砂带磨削方法实现的微观仿生锯齿状表面以锯齿形沟槽为主，其中沟槽的宽度在2.5~8 μm之间、平均值为4.91 μm，沟槽的高度在3.5~9 μm之间、平均值为5.91 μm，沟槽的夹角在28°~68°之间、平均值为42.3°，验证了微观仿生锯齿状表面砂带磨削的可行性。     

DD6单晶涡轮叶片热机综合疲劳试验研究

针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法。通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,实现涡轮叶片考核截面由离心载荷和气动载荷引起的应力场模拟。在保证内冷空气流量的条件下,进行了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验,实现了涡轮叶片寿命预测方法的试验验证,同时为工程设计提供了试验依据。     

基于模型重构的变形叶片配准定位技术

叶片毛坯的精确定位是叶片数控加工的核心问题,为了提高叶片数控加工质量,保证叶片各处余量分配均匀,本文以叶片进排气边的自适应数控加工中的检测定位为研究对象,提出了一种基于模型重构的配准定位方法.该方法利用偏置模型的叶片测量方式提高了测量精度,对基于重构的测量模型进行变形与定位分析,得出较优的定位参数.通过仿真试验和对比分析,论证了本文方法的正确性.     

基于模型大扭角叶片的三维矢量测量技术

针对接触式坐标测量机测量大扭角叶片截面存在余弦误差的问题，提出了基于模型的矢量测量方法。本文对此方法的测量精度及测量效率等方面进行论述，并通过实例验证了基于模型的矢量测量方法在精度与效率等方面优势，实现了此测量方法的工程化应用。     

基于等几何法的叶片电解加工过程仿真方法研究

航空发动机叶片具有复杂的加工边界,其电解加工的过程仿真是加工预测的重要手段.而传统基于有限元法的腐蚀过程仿真需要反复划分网格,且存在边界上计算精度不足的问题.提出利用等几何法原理提升叶片电解加工数值仿真精度的思路,采用NURBS基函数替代原有拉格朗日基函数建立加工间隙物理场的求解方程组,解决由于NURBS基函数在边界处非插值特性引起的Dirichlet边界条件施加误差.将阳极边界的腐蚀位移转化为其控制顶点位移,避免反复划分网格所占用的计算时间,提升过程仿真精度.最后,通过试验证明该方法的有效性.     

高压涡轮变几何对高低压涡轮流场匹配及气动性能的影响

为了研究高压涡轮变几何对涡轮整体性能的影响,对涡轮高压级进行球面端壁变几何改型,并对该涡轮的高、低压级流动进行了全三维数值模拟研究。结果显示:高压可调导叶旋转通过改变低压涡轮进口总温、质量流量来实现对低压涡轮比焓降和功率的调节,低压涡轮功率随可调导叶旋转将出现大范围的变化,低压涡轮效率随可调导叶的关闭会有所下降;高压导叶可调会改变低压涡轮进气角,进而影响低压导叶的流场结构和损失;随着轴向位置远离可调导叶,下游叶排内流场受可调导叶旋转的影响将减小。     

大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究

为了提高大涵道比涡扇发动机气动性能,降低其燃油消耗与污染物排放,同时考虑成本与重量因素,针对其高、低压涡轮之间的过渡流道,提出了一体化概念,即新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导叶,使其也能够为下游转子提供合适的进气条件。对一算例开展了设计工作,并通过数值模拟进行了流场分析,结果表明带一体化支板涡轮过渡流道与原型涡轮过渡流道出口马赫数与切向速度吻合很好,验证了一体化设计的有效性。带一体化支板的过渡流道设计点工况总压损失为4.3%,较原型流道总压损失略有增大(原型流道总压损失4.1%),但带一体化支板的过渡流道更能适应非设计点工况,具有一定的优越性。