起动阶段涡轮导向叶片热应力及冷却作用研究_艾延廷

高温涡轮叶片用航空煤油冷却的机理研究

第7卷　第3期航空动力学报Vo l.7No.3 1992年7月Journal of Aerospace Power July1992 高温涡轮叶片用航空煤油冷却的机理研究 南京航空学院 刘德彰**　刘明候　武卫东 【摘要】　本文用航空煤油为冷却介质,在均匀受热的铅直圆管内沸腾形成气液两相流动,研究其 沿程换热系数的变化规律,并与用水为冷却介质相比较;研究在不同工况下,煤油沸腾气液两相 流动时的不稳定性和结焦的情况。 　关键词:　航空煤油　叶片冷却　结焦 1　前　言 已有的研究工作[1、2]表明,用水为冷却介质,在管内沸腾产生汽液两相流动,当流型为环状流时,液膜厚度很小,并沿流向不断减薄,在恒热流下,使壁温的过热度变小,因此,换热系数可比单相液流区提高约两个数量级。当用煤油为冷却介质时,其在受热通道中,仍然要经历从单相液流到沸腾气液两相流动的过程,换热效果也将增强。但是,因煤油的物性不同于水,其换热效果的增强比水差一些,当流型为环状流时,换热系数比单相液流区高一个数量级;尤其是在一定的工况下,煤油会出现“结焦”(析炭),其部分析炭将贴附于壁面,使热阻增加,换热效果降低。因此,不仅要研究煤油在未结焦情况下的换热系数,而且要研究其在某些工况下的结焦速率和阻止或减少结焦的途径。 2　实验设备与测试系统 实验装置如图1所示,试验段是用内径为10mm、外径为10.3mm厚度均匀的耐热不锈钢 图1　实验装置 本文于1991年7月收到。　**南京航空学院二系　210016

管(1Cr18Ni9T i)做成的,并直接作为可控硅稳压电源的加热电阻。试验段外包绝热材料并置于金属屏蔽盒中。为模拟涡轮叶片冷却时的工况,本文采用小流量(1.2～4g /s )和相对大的热流(25～85kW/m 2)的工作参数。因为是用煤油为冷却介质,实验时要改变不同的工作压力,并回收出口的油气混合流,所以采用挤压式系统,并在出口处加装冷凝器。 2.1　壁温测量系统 在试验段的管壁上,每间隔40mm 配置一对热电偶,全长共16对。 各热电偶间沿周向错图2　壁温测试系统开90°,以减少对加热均匀度的影响。热电 偶测量端直径小于0.6mm ,其响应在几十 ms 内不大于100Hz [3]。用六通道滤波型放 大器,对所采集的信号进行初级稳定滤波 放大,将高于100Hz 的信号滤掉后送入 A/D 进行二级放大,再转换为CPU 可接 受的数字量,经采样软件控制,可获得准 确的热电势输出值。同时,用五位半数字 电压表直接测出热电势,与采样系统结果 相互校核。测温系统如图2所示。 2.2　平均主体温度T b 的确定 通过测定管壁温度T w ,即T w =f 1(z );和数值计算,求得沿程压力变化,即p b =f 2(z ) 及相应 图3　压力修正曲线 的T b ;便可由已知的热流q,按A =q (T w -T b ),求 得A =f 4(z )。因此,除精确地测得T w 外,还应准确 地确定T b 。进口段未饱和时仍按单相流计算。 T b 的确定方法同文献[1、2]。此时虽有析炭, 但其量极少,可先忽略固相的影响,仍用汽液两相 流动进行计算。在求得沿程压降后,便可得到沿程 压力变化值及相应的T b 。 为了较准确地求得沿程的压力变化,并计及固 相的影响,本文在文献[1、2]的基础上,采用如 图3所示的修正方法,即将实测的进出口压力与计 算值之间的差值,用$p z =$p 2(Z /L )2进行修正,得 到修正后的沿程压力分布,再按其确定相应的T b 。 2.3　内壁温T ′w 的换算 为了准确地求得换热系数,需将实测的外壁温T w 换算为内壁温T ′w 。由导热关系式,可得 T ′w =T w -〔qd i /4K (d 2o -d 2i )〕〔2d 2o ln d o /d i -(d 2o -d 2i )〕 式中,d i 、d o 分别为试验段的内、外径。 2.4　热电偶的冷端补偿 热电偶的冷端补偿由IB MP C -X T 微机完成,采用FORT RA N 语言编程,其作用是将热电262航空动力学报第　7　卷

某型发动机涡轮叶片的结构与应力分析仿真

Mechanical Engineering and Technology 机械工程与技术, 2020, 9(2), 53-59 Published Online April 2020 in Hans. https://www.wendangku.net/doc/b218565976.html,/journal/met https://https://www.wendangku.net/doc/b218565976.html,/10.12677/met.2020.92005 The Structure and Stress Analysis of the Turbine Blades of the Engine Shilin Feng*, Junfeng Du Aviation Engineering Institute, The Civil Aviation Flight University of China, Guanghan Sichuan Received: Mar. 4th, 2020; accepted: Mar. 17th, 2020; published: Mar. 24th, 2020 Abstract In this paper, firstly, CATIA is used to model single turbine blade and integral turbine. Secondly, according to the turbine blade model and the actual working environment, the load is applied. Thirdly the ANSYS is used to simulate the stress analysis of single turbine blade and integral tur-bine. The deformation and stress distribution of single turbine blade and integral turbine are ob-tained. Finally, the simulation of turbine fatigue analysis is carried out and the simulation results of fatigue analysis are obtained. Keywords Aircraft Engine, Turbine Blade, Stress Analysis Simulation 某型发动机涡轮叶片的结构与应力分析仿真 丰世林*，杜俊峰 中国民航飞行学院航空工程学院，四川广汉 收稿日期：2020年3月4日；录用日期：2020年3月17日；发布日期：2020年3月24日 摘要 本文首先利用CATIA进行单个涡轮叶片与整体涡轮的建模，其次根据涡轮叶片模型并结合实际工作环境施加载荷。然后利用ANSYS对单个涡轮叶片和整体涡轮进行应力分析的仿真，得到单个涡轮叶片和整体涡轮变形情况和应力分布情况。最后进行涡轮疲劳分析的仿真并得到疲劳分析仿真结果。 *通讯作者。

涡轮叶片精铸全过程

涡轮叶片精铸全过程及其影响因素 无余量熔模精密铸造目前为涡轮叶片制造的最佳手段。其工艺流程主要包括型芯模具的设计与制造、压制型芯、蜡模模具的设计与制造、装配注蜡、涂浆制壳、干燥型壳、脱蜡、烧结、浇注金属、脱壳脱芯、激光打孔等环节。 模具的设计定型：1、精铸模具型腔体设计，首先建立叶片零件模型，包括叶身、缘板、榫头伸根的内型特征，以此构建叶身实体。此后进行叶片的多态模型转化，由叶片零件模型转化到型腔体模型。2、型腔优化及精铸仿真，根据铸件的收缩原理采用反变形优化工艺方法对型腔进行放型最终得到模具型腔。3、精铸模具结构设计与制造，确定核心包络块并设计叶片精铸模具模架，再由模具标准件经机械加工、表面处理、装配、检测、修模到定型。模具结构的合理性和尺寸精度对于熔模精铸件十分重要。设计制造高质量的内外型模具即精铸模具就成为精密熔模铸造技术的关键。 陶瓷型芯的制造：在叶片蜡型压制之前是需制作设计陶瓷型芯模具，并压制合格陶瓷型芯。陶瓷型芯的制备包括浆料的配制、型芯压制、型芯素肧的修理、烧结、强化及其过程质量控制与检验等。决定浆料性能的因素有陶瓷粉料的成分与颗粒形状、增塑剂的成分和性质、粉料和增塑剂的比例等。陶瓷型芯的质量很大程度上取决于素胚的压制质量，压制压力、锁模压力、浆料温度、保压时间等是影响陶瓷型芯压制质量的主要原因。 蜡模的制造工艺：合格的蜡型是制备精密铸件的前提，压制蜡型时，将陶芯放入蜡型模具中，并依靠定位元件对其定位。生产中大多采用压力把糊状模料压入压型的方法制造熔模。压制蜡基模料时，分型剂可为机油、松节油等；分型剂层越薄越好，使熔模能更好地复制压型的表面，提高熔模的表面光洁度。模料压制温度、压注压力、保压时间、压型温度、和模力、分型剂种类及其用量，以及制模和存放熔模的环境都会影响蜡模的质量。 熔模铸型的制造工艺：首先是熔模的组装，把形成铸件的熔模和形成浇冒口系统的熔模组合在一起，主要采用焊接法，用薄片状的烙铁，将熔模的连接部位熔化，使熔模焊在一起。后再经过若干次涂料、挂砂，干燥硬化，密封加固，脱蜡，焙烧最终制成型壳。型壳的性能与质量取决于面层与加固层材料的性能、相应涂挂工艺和过程控制。

航空发动机涡轮叶片

摘要 摘要 本论文着重论述了涡轮叶片的故障分析。首先引见了涡轮叶片的一些根本常识；对涡轮叶片的结构特点和工作特点进行了详尽的论述，为进一步分析涡轮叶片故障做铺垫。接着对涡轮叶片的系统故障与故障形式作了阐明，涡轮叶片的故障形式主要分为裂纹故障和折断两大类，通过图表的形式来阐述观点和得出结论；然后罗列出了一些实例（某型发动机和涡轮工作叶片裂纹故障、涡轮工作叶片折断故障）对叶片的故障作了详细剖析。最后通过分析和研究，举出了一些对故障的预防措施和排除故障的方法。 关键词：涡轮叶片论述，涡轮叶片故障及其故障类型，故障现象，故障原因，排除方法

ABSTRACT ABSTRACT This paper emphatically discusses the failure analysis of turbine blade.First introduced some basic knowledge of turbine blades;The structure characteristics and working characteristics of turbine blade were described in she wants,for the further analysis of turbine blade failure Then the failure and failure mode of turbine blades;Turbine blade failure form mainly divided into two major categories of crack fault and broken,Through the graph form to illustrate ideas and draw conclusions ;Then lists some examples(WJ5 swine and turbine engine blade crack fault,turbine blade folding section)has made the detailed analysis of the blade.Through the analysis and research,finally give the preventive measures for faults and troubleshooting methods. Key words: The turbine blades is discussed，turbine blade fault and failure type，The fault phenomenon，fault caus，Elimination method

CAESES在涡轮冷却叶片的参数化造型应用

CAESES在涡轮冷却叶片的参数化造型应用 概述： 目前的航空发动机及燃气轮机的涡轮部件中，由于来流温度远远超过叶片材料能够承受的范围，一般都需要在涡轮前几级叶片中添加冷却结构。 气膜冷却的发动机涡轮叶片 如上图所示，常见的冷却结构包括叶片的内腔、肋板、扰流柱以及叶片表面的气膜孔等。冷却结构一般都较为复杂，且需要能够随着叶片形状的变化而变化，内部的腔室结构、肋板、扰流柱、孔的排布及几何形状等都有可能需要调整，手动处理较为麻烦。 我们在CAESES软件中构建了典型涡轮冷却结构的全参数化模型，使得整个模型能够随着叶片自身形状的变化而调整，并能够通过修改参数快速的调整叶片的内部冷却结构，从而可以有效的降低冷却叶片的设计周期。 建模方法： 1. 涡轮叶片模型 我们可以在CAESES中构建一个完整的叶片曲面，也可以将外部的叶片曲面截面数据，或三维曲面模型（IGES格式等）导入CAESES中，行成相应的叶片曲面。

导入涡轮叶片 2. 参数设定 冷却叶片的参数变化主要体现在内腔、开孔、肋板等特征的形状、位置、数 目等内容上； ●叶片内腔曲面的造型，需要根据叶片曲面自动进行调整； ●内腔中各式各样的小结构阵列分布在曲面上，这些结构需要重复生成； 而CAESES强大的feature功能，能够将任意模型的建模过程封装起来，使得我们能够方便的阵列某些类型的模型结构，也能在模型创建的过程中添加各种约束，以有效的规避有可能出现的错误； ●冷却叶片开孔、开槽等小结构的定位必须和叶片曲面始终关联起来， 避免叶片曲面改变之后导致的模型错误； ●CAESES的surface曲面有U和V的方向区分，曲面上的每个位置都能 以U、V方向比例位置的方式进行定位，所以内腔的小结构均可以此方式进行定位；

航 空 发 动 机 叶 片 涂 层

航空发动机叶片涂层技术 一．涡轮叶片是先进航空发动机核心关键之一 航空发动机被称为现代工业“皇冠上的明珠”，航空发动机是飞机的“心脏”，价值一般占到整架飞机的20%-25%。目前，能独立研制、生产航空发动机的国家只有美、英、法、俄、中5个。但是，无论“昆仑”、“秦岭”发动机、还是“太行”系列，我国航空发动机的水平距离这一领域的“珠穆朗玛”依然存在不小的差距。美、俄、英、法四个顶级“玩家”能够自主研发先进航空发动机。西方四国由于对未来战场与市场的担忧，在航空发动机核心技术上一直对中国实施禁运和封锁。技术难关有很多。本人认为涡轮叶片是先进航空发动机的核心技术之一。 随着航空航天工业的发展，对发动机的性能要求越来越高，要使发动机具有高的推重比和大的推动力，所采用的主要措施是提高涡轮进口温度。国外在20世纪90年代，要求涡轮前燃气进口温度达1850-1950K。美国在IHPTET计划中要求：在海平面标准大气条件下，航空燃气涡轮机的的涡轮进口温度高达2366K。涡轮进口温度的提高要求发动机零件必须具有更高的抗热冲击、耐高温腐蚀、抗热交变和复杂应力的能力。对于舰载机，由于在海洋高盐雾环境下长期服役，要求发动机的叶片的耐腐蚀性更高；常在沙漠上飞行的飞机，发动机的叶片要具有更好的耐磨蚀。 众所周知：镍基和钴基高温合金具有优异的高温力学和腐蚀性

能，广泛用于制造航空发动机和各类燃气轮机的涡轮叶片（blade and vane）。就材质来看：各国的高温合金型号虽各不相同，但就相近成分的高温合金来说，其性能相近（生产工艺方法不同有也造成性能有大的差异）。好的高温合金的使用温度也只有1073K左右，为达到前面所说的要求温度，采用的方法有二：一是制成空心的叶片。空心叶片自20世纪60年代中期出现以来，经历了对流冷却、冲击冷却、气膜冷却以及综合冷却的发展历程，使进气口温度高出叶片材料约300—500℃，内腔的走向复杂化和细致化。这一步的改进仍难满足需要，且英国发展计划将取消冷却。二是涂层，常进行多材质多层次涂层。 PVT公司研究表明：军用直升机上的发动机叶片采用涂层，在沙漠上飞行，寿命可提高3倍左右，不仅大大降低了制造发动机叶片的成本，同时也使飞机的维护时间延长了两倍。 二．涡轮叶片的涂层 高温合金的生产方法或晶形结构对产品的性能是有很大影响的，如图1所示，GE公司20年前开始采用单晶高温合金制作战机用发 Fig.1 Comparative preperties of polycrystal,columnar and single-crystal superallys

ansys中的bladegen涡轮叶片设计

首先在Workbench中选择Bladegen模块 勾选创建轮毂和创建所有叶片选项

选择径向叶轮标签，并输入Z值和R值（横轴为Z向，纵向为R）。选择厚度/角度模式

输入叶片包角140度，厚度值及叶片个数为7 进入设计总窗口

The most critical operation in the meridional view is to define the shape of the hub and shroud curve. The endpoints for these curves were specified when Initial Design Parameters were entered in the Initial Meridional configuration dialog. The hub and shroud profile for this case are well defined automatically. In this case, there is no need for any additional modificati**. 意思是轮毂和轮缘（套罩）形状的定义在子午面上很关键，我们在 前面初始化子午面结构参数已定义了这些曲线的终点。 它们的其它轮廓由系统自动生成，不需要修改。用户可以通过改变坐标值及曲线特性进行修改。

双击各点修改坐标值来定义进口和出口截面 1. Double click the shroud inlet point at the top left of the meridional view. 2. The Point Location Dialog will open. The Horizontal value is the Axial location (Z co-ordinate) and the Vertical value represents the Radius. 3. Enter -10 and 110 for the horizontal and vertical values. Click OK. 4. Double click the hub inlet point (bottom left corner) and enter -10 and 25 for the horizontal and vertical values. Click OK. 5. Double click the hub outlet point (top right corner) and enter 91 and 250 for the horizontal and vertical values. Click OK. 6. Double click the shroud outlet point (top left corner) and enter 63 and 250 for the horizontal and vertical values. Click OK.

航天发动机涡轮叶片主要冷却方式综述知识分享

航天发动机涡轮叶片主要冷却方式综述

航天发动机涡轮叶片主要冷却方式综述 航天发动机是为航空器提供飞行所需动力的发动机。有3种类型：①活塞式航空发动机。早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达2500千瓦。后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。②燃气涡轮发动机。应用最广。包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。③冲压发动机。特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在导弹和空中发射的靶弹上。 参考发动机工作原理，我们知道，在燃烧室产生温度极高的气体，通过涡轮叶片把内能转化成机械能，所以涡轮叶片承受着很大的温度。我们知道，温度过高会对涡轮叶片的性能和寿命都有不利的影响，尽管现在的高温材料已经取得了很大的成就，但是相对于从燃烧室出来的气体的温度，还远远不够。于是，我们必须采取其他的措施来使冷却发动机的涡轮叶片。 目前应用最广的冷却方式主要有一下几种：

一：对流冷却。靠液体或气体的流动来传热的方式叫对流。根据冷却介质的不同，分为水冷系统和风冷系统。这是一种最简单的冷却方式，冷却剂流过受热零件壁面，靠对流传热将热量带走，如对着受热壁面喷射冷却剂以提高对流冷却的效果。对流冷却广泛用于发动机的各种受热零、组件。航天发动机的涡轮叶片采用空气对流冷却，可使叶片温度降低200～250°C。如果流过冷却套的推进剂由喷管末端一周小孔直接排出，排放射流也能产生一部分推力。 二：冲击冷却。冷气通过细小的冲击孔，以很高的速度冲击到叶片内壁面，对内壁面进行有效的冷却。冲击冷却比一般对流冷却效果高出好几倍,由于它这种特殊的方式，大多用来冷却受热最严重而冷却条件又差的领域。［1］三：气膜冷却。在壁面附近沿一定方向向主流喷人冷气，这股冷气在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲。粘附在壁面附近，形成温度较低的冷气膜，将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面的辐射热量，从而对壁面起到良好的保护作用，这种冷却方式就是气膜冷却。最初有关气膜冷却的研究是Wieghardt为解决机翼的防冻所做的二维槽缝热气喷射，航空燃气轮机出现后，人们发现可以喷射冷气对高温部件进行冷却，这种技术首先被用于燃烧室中。到七十年代，气膜冷却开始被运用到涡轮叶片上。由于涡轮前温度的不断升高，对叶片的冷却也日益关键，气膜冷却的研究很快展开，成为涡轮叶片外表面的重要冷却技术。通常影响气膜冷却效果的因素有：①气膜孔的几何参数，比如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长与孔径的比、孔的间距、孔排数亦即孔出口的形状；②孔的气动参数，比如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。该冷却技术的效果可达650℃以上，是现代涡轮高温部件的主要冷却方法。

涡轮叶片的材料和制造工艺

涡轮叶片的材料和制造工艺 涡轮叶片是航空发动机的关键件，其承受温度的能力是评价发动机性能和决定发动机寿命上的重要因素，为了使涡轮叶片获得高耐温能力，应从两方面进行考虑：铸造工艺和叶片材料。 涡轮叶片的工作环境极其恶劣，一方面叶片的工作温度很高，对于航机的涡轮进口温度最高已达1950℃,因此要求叶片材料在高温下应具有较高的持久强度和蠕变强度，足够的韧性，良好的抗热疲劳和机械疲劳性能，以及较高的抗高温氧化和抗热腐蚀能力。另一方面，由于叶片承受温度的不均匀性，使其存在很高的热应力，并且燃机在变工况时将承受很大的热冲击，所以要求叶片拥有耐热冲击能力。随着大推力、高效率、长寿命的涡轮发动机的发展，需要不断提高涡轮进口燃气温度，为适应这一要求，无论叶片结构还是叶片材料都应不断改进以提高其耐高温能力。 无余量熔模精密铸造目前为涡轮叶片制造的最佳手段。其工艺流程主要包括型芯模具的设计与制造、压制型芯、蜡模模具的设计与制造、装配注蜡、涂浆制壳、干燥型壳、脱蜡、烧结、浇注金属、脱壳脱芯、激光打孔等环节。 模具的设计定型：1、精铸模具型腔体设计，首先建立叶片零件模型，包括叶身、缘板、榫头伸根的内型特征，以此构建叶身实体。此后进行叶片的多态模型转化，由叶片零件模型转化到型腔体模型。2、型腔优化及精铸仿真，根据铸件的收缩原理采用反变形优化工艺方法对型腔进行放型最终得到模具型腔。3、精铸模具结构设计与制造，确定核心包络块并设计叶片精铸模具模架，再由模具标准件经机械加工、表面处理、装配、检测、修模到定型。模具结构的合理性和尺寸精度对于熔模精铸件十分重要。设计制造高质量的内外型模具即精铸模具就成为精密熔模铸造技术的关键。 陶瓷型芯的制造：在叶片蜡型压制之前是需制作设计陶瓷型芯模具，并压制合格陶瓷型芯。陶瓷型芯的制备包括浆料的配制、型芯压制、型芯素肧的修理、烧结、强化及其过程质量控制与检验等。决定浆料性能的因素有陶瓷粉料的成分与颗粒形状、增塑剂的成分和性质、粉料和增塑剂的比例等。陶瓷型芯的质量很大程度上取决于素胚的压制质量，压制压力、锁模压力、浆料温度、保压时间等是影响陶瓷型芯压制质量的主要原因。 蜡模的制造工艺：合格的蜡型是制备精密铸件的前提，压制蜡型时，将陶芯放入蜡型模具中，并依靠定位元件对其定位。生产中大多采用压力把糊状模料压入压型的方法制造熔模。

高压涡轮叶片定向凝固技术

RENE150定向凝固高温合金涡轮叶片 摘要： 政府和工业界4年合作项目，属于MATE先进涡轮发动机材料项目，经改善铸造和加工方法的镍基高温合金RENE150定向凝固转子零件已经实施用于发动机测试。该部件制造用于CF6-50高压一级涡轮转子叶片，本项目的目标是：（1）表明在推力可调、先进的商用CF6-50发动机（提升燃油效率1.45%sfc）上提高运行温度的能力；（2）改善叶片铸造工艺，该工艺允许叶片在保证质量的前提下不超过原RENE80叶片制造成本的1.5倍。 本项目分成八个任务： TASK1：包括涡轮叶片的设计和分析; TASK2：包括合金制备和评估、机匣/核心机选择、初步铸造参数设计; TASK3：包括RENE150涡轮叶片外部涂层系统的适配和选择; TASK4：确定RENE150涡轮叶片铸造工艺，包括试制铸造过程和项目铸造成本分析。 TASK5：包括涡轮叶片成品制造，该叶片用于部件试验； TASK6：包括用于发动机试车的成品叶片制造； TASK7：包括地面发动机RENE150涡轮叶片成品测试； TASK8：地面发动机测试结果分析。 第二册文件是TASK5核心机试车结果和最后两个任务的结论。

RENE150高压涡轮叶片已成功完成投产型DS铸造，有涂层和没有涂层两种叶片机械和物理性能符合设计要求，叶片已完成加速持久试车，结论在第二册中分别给出。 1 概述 本项目的任务是扩大先进的DS涡轮叶片合金Rene150在CF6-50发动机HPT一级涡轮叶片的应用范围。本次扩展应用将许可RENE150提升运行温度（超过RENE80）以期实现商用发动机CF6-50提升1.45%燃油效率。本项目将通过改进铸造工艺，使得该叶片制造成本能够在不超过Rene80叶片1.5倍的前提下，完成批量生产。 项目开始阶段使用的是1977年9月的RENE150性能数据（见表1），初步设计分析确定RENE150材料应用于CF6-50叶片上时抗温度、载荷和应力的性能。该分析表明RENE150可应用于CF6-50一级高压涡轮叶片设计。通过研究空气冷却模式，确定其对叶片温度、应力和寿命的影响，并改进叶片冷却结构（对完成发动机试车验证是必须的）。相对RENE80叶片，RENE150涡轮叶片冷却性能改进后实现提升平均使用温度56℃（100℉）。去除一排进气边冷却孔，如图1所示，在叶片底部使用一个节流板控制进入叶片空气量。 与初始设计活动并行开展RENE150合金的采购和验证工作以满足整个项目需求。共采购1.6吨定型RENE150合金。该铸件已完成基于GE标准的测试验证，包括化学分析，可铸性、拉伸和应力断裂测试。

(三)液力变矩器涡轮叶片二维平面设计

液力变矩器涡轮叶片二维平面设计 1 选择液力变矩器循环圆型式 1.1 选择循环圆 液力变矩器的循环圆按照外环形状可分为圆形、蛋形、半蛋形和长方形循环圆四种。 按照一维束流理论，循环圆形状对液力变矩器的性能没有影响。液力变矩器性能仅与工作轮出、入口半径、叶片角、流道截面积等参数有关。而圆形循环圆多用于其车型单级液力变矩器，其工作轮可采用冲压焊接制造或铸造，泵轮和涡轮完全对称布置，因此本设计采用圆形循环圆。 1.2 确定工作轮在循环圆中排列位置 由于在循环圆中的排列位置的不同，变矩器有以下几种形式的工作轮。 （1）径流式这种工作轮从轴面图看，液流沿着叶片半径方向流动。 （2）轴流式这种工作轮从轴面图看，液流在叶片流道内轴向流动。 （3）混流式这种工作轮从轴面图看。液流在工作轮流道内既有轴向流动又有径向流动，它的叶片均为空间扭曲叶片。 圆形循环圆变矩器多数情况下，采用混流式工作轮。其布置图如下: T：涡轮B：泵轮D：导轮 图3.1 2 确定循环圆尺寸 2.1 确定变矩器有效直径 直径比m 直径比m=D0/D,D0为循环圆内径，D为有效直径此变矩器为0.355m。

一般m=0.38 即m=D0/0.355 =0.38 （3.1）即D0=0.1349 所以循环圆外环半径为： R1=(D-D0)/4 （3.2） =(0.355-0.1183)/4 =0.055 2.2 确定循环圆形状尺寸 已知外环后，开始确定内环、设计流线。确定内环、设计流线的原则是使液流速度沿流道均匀变化。为此假定在同一过流断面上各点的轴面速度Vm相等，各相邻流线所形成的过流面积相等。根据最佳过流面积为循环圆面积的23%的原则，对于有效直径为355mm的变矩器，其最佳过流面积为0.02276m2。 1）循环圆初步设计 首先设定一些元线如下图，为方便计算，从上面正垂直的元线开始，递增角度为15°，根据在任意元线上的过流面积F为： F=(Rs2-Rc2)∏/cosθ（3.3）式中θ为元线相对垂直线的夹角，所有元线均垂直设计流线 Rs 为任一元线与外环交点上的半径 Rc 为同一元线与内环交点上的半径 R2 为同一元线与设计流线交点上的半径 其次，选定一些任意的元线，并算出内环和设计流线的初步轮廓。半径和角θ可以从图中量出，所以可按以下公式计算: Rc=(Rs2-Fcosθ/∏)1/2 (3.4) R2=(Rs2-Fcosθ/2∏)1/2 (3.5) 算得的半径与相应元线之交点的轨迹就是内环和设计流线。其测量计算表格如表3.1，所画内环和设计流线如图3.2、3.3所示。 表3.1 Rc、R2计算表 序号0 1 2 3 4 5 6 Rs 177.5 175.63 170.13 161.39 150 136.74 122.5 Rc 155.76 154.38 150.02 144.65 137.35 129.62 122.5

航天发动机涡轮叶片主要冷却方式综述

航天发动机涡轮叶片主要冷却方式综述 航天发动机是为航空器提供飞行所需动力的发动机。有3种类型：①活塞式航空发动机。早期在飞机或直升机上应用的航空发动机，用于带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达2500千瓦。后来为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但小功率的活塞式航空发动机仍广泛地用于轻型飞机、直升机及超轻型飞机。②燃气涡轮发动机。应用最广。包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于800千米的飞机；涡轮轴发动机主要用作直升机的动力；涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞机；涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。③冲压发动机。特点是无压气机和燃气涡轮，进入燃烧室的空气利用高速飞行时的冲压作用增压。它构造简单、推力大，特别适用于高速高空飞行。由于不能自行起动和低速下性能欠佳，限制了应用范围，仅用在导弹和空中发射的靶弹上。 参考发动机工作原理，我们知道，在燃烧室产生温度极高的气体，通过涡轮叶片把内能转化成机械能，所以涡轮叶片承受着很大的温度。我们知道，温度过高会对涡轮叶片的性能和寿命都有不利的影响，尽管现在的高温材料已经取得了很大的成就，但是相对于从燃烧室出来的气体的温度，还远远不够。于是，我们必须采取其他的措施来使冷却发动机的涡轮叶片。 目前应用最广的冷却方式主要有一下几种： 一：对流冷却。靠液体或气体的流动来传热的方式叫对流。根据冷却介质的不同，分为水冷系统和风冷系统。这是一种最简单的冷却方式，冷却剂流过受热零件壁面，靠对流传热将热量带走，如对着受热壁面喷射冷却剂以提高对流冷却的效果。对流冷却广泛用于发动机的各种受热零、组件。航天发动机的涡轮叶片采用空气对流冷却，可使叶片温度降低200～250°C。如果流过冷却套的推进剂由喷管末端一周小孔直接排出，排放射流也能产生一部分推力。 二：冲击冷却。冷气通过细小的冲击孔，以很高的速度冲击到叶片内壁面，对内壁面进行有效的冷却。冲击冷却比一般对流冷却效果高出好几倍,由于它这种特殊的方式，大多用来冷却受热最严重而冷却条件又差的领域。［1］三：气膜冷却。在壁面附近沿一定方向向主流喷人冷气，这股冷气在主流的压力和摩擦力作用下向下游弯曲。粘附在壁面附近，形成温度较低的冷气膜，将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面的辐射热量，从而对壁面起到良好的保护作用，这种冷却方式就是气膜冷却。最初有关气膜冷却的研究是Wieghardt为解决机翼的防冻所做的二维槽缝热气喷射，航空燃气轮机出现后，人们发现可以喷射冷气对高温部件进行冷却，这种技术首先被用于燃烧室中。到七十年代，气膜冷却开始被运用到涡轮叶片上。由于涡轮前温度的不断升高，对叶片的冷却也日益关键，气膜冷却的研究很快展开，成为涡轮叶片外表面的重要冷却技术。通常影响气膜冷却效果的因素有：①气膜孔的几何参数，比如气膜孔的喷射角度、孔径的大小、孔长与孔径的比、孔的间距、孔排数亦即孔出口的形状；②孔的气动参数，比如主流速度、吹风比、冷气流与主流的动量比、主流湍流度、气膜孔前边界层发展情况、压力梯度等。该冷却技术的效果可达

涡轮导向叶片热应力计算

涡轮导向叶片热应力计算 【摘要】某航空发动机在长时间试验中发生了涡轮导向叶片裂纹的故障。本文利用数值方法分析了叶片裂纹位置的应力，开展了对涡轮导向叶片和燃气的流固耦合计算，最终得到了叶片的热应力分布情况。计算结果表明叶片的裂纹是由于局部热应力过高引起的。 【关键词】涡轮导向叶片；流固耦合；热应力；航空发动机 1.引言 某型发动机在工厂进行完长时间试验后，发动机分解检查时发现部分涡轮导向叶片有裂纹。裂纹位于排气边中部，并基本垂直于排气边。 本文使用CFX软件计算燃气的流场，然后将流场计算得到的温度场结果导入ANSYS中进行耦合计算，最终得到叶片的热应力分布情况。 2.导向叶片结构 导向叶片结构如图1所示。叶片从上到下可划分为挂钩、上缘板、叶身、下缘板、凸边五个部分。叶片上缘板上的两个挂钩挂在涡轮机匣内壁的环槽内限制导向叶片的径向位置。叶片下缘板的两条凸边共同组成一个圆锥面和一个环面，与内机匣配合。 导向叶片是空心的，但孔的下端焊接封闭，只起保持等壁厚、减重和减少热应力的作用。涡轮导向叶片上下缘板内表面构成燃气通道。 导向叶片的应力来源主要有如下三方面： （1）导向叶片在工作过程中承受着温度场引起的热应力。在工作过程中，冷却气流冷却叶片外缘板，燃气在径向方向温度变化也很大。所以叶片存在着一个温度场，承受着因温度不均所产生的热应力。 （2）导向叶片在工作过程中承受着气动载荷。由于高温高压燃气流经导向叶片，使导向叶片承受着燃气所致的气动载荷。 （3）导向叶片还可能受到机匣与内机匣的配合影响。叶片与机匣、内机匣之间的配合关系也能够改变叶片的应力场。 在以上三种载荷中，热应力是涡轮导向叶片设计中主要考虑的。由此可以拟定导向叶片应力场分析的步骤。首先计算流场，分析涡轮导向器内部的气动与传热情况。然后进行流固耦合计算，将叶片温度场导入应力计算中，得到叶片的热应力分布情况。

涡轮叶片

涡轮叶片的作用、结构特点 和发展趋势 涡轮叶片一般指涡轮工作叶片和导向叶片。工作叶片的外型结构由叶身、缘板、过渡段、榫齿等组成，内型结构包括横向肋、纵向肋、找流柱和积叠轴。导向叶片由外缘板、叶身和内缘板构成。 涡轮是处于燃烧室后面的一个高温部件，燃烧室中产生的高温高压燃气首先经过燃气导向叶片，此时会被整流并通过在收敛管道中将部分压力能转化为动能而加速，最后被赋予一定的角度以更有效地冲击涡轮工作叶片。 涡轮叶片处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位，被誉为“王冠上的明珠”。在涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀，以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。涡轮叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，而且是故障多发的零件，一直以来各发动机厂的生产的关键。 目前航空发动机涡轮叶片都采用空心结构。就是在涡轮叶片上设计了很多细小的管道，可以使高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，以提高涡轮的耐热性能。 为了提高航空发动机中燃气涡轮的效率，增加航空发动机推重比，就必须提高发动机燃烧室出口燃气温度也即涡轮前的进口温度。也就必须提高涡轮叶片（导叶+动叶）的高温性能。为此,人们在涡轮叶片设计、高温材料的研制、冷却方法研究及表面涂层等方面作了大量的工作。 在涡轮材料方面，近期的发展方向是：定向共晶合金、超单晶合金、机械合金化高温合金，远期的是人工纤维增强高温合金、定向再结晶氧化物弥散强化合金以及新的能承受高温度的材料如金属间化合物及复合材料，碳－碳复合材料，陶瓷和陶瓷基复合材料。未来的发动机将大量采用非金属材料。 在制造工艺和结构上，现在国外在探索更高性能水平的单晶对开和扩散连接的叶片和多孔层板叶片制造技术，这种加工技术可使涡轮进口温度进一步提高。由小孔加工发展的铸造冷却技术使得在涡轮叶片上铸造出0.25mm的气膜孔成为可能，单晶精密铸造、真空扩散焊和优良的表面防护及处理等工艺技术的发展保证了涡轮叶片经过设计越来越精细。 随着快速成型技术在精密铸造领域的应用发展，可以用快速成型制造的原型替代蜡型，在其表面上涂挂耐火材料，然后焙烧，使原型材料烧蚀气化后得到铸壳，用于金属零件的烧

实训报告WP-6 发动机二级叶片、Ⅱ级导向器及涡轮的拆装

西安航空职业技术学院 实习报告 报告题目：WP-6 发动机二级叶片、Ⅱ级导向器及涡轮的拆装所属系部：航空维修工程系 实训老师：职称： 学生姓名：班级、学号 专业：航空机电设备维修 西安航空职业技术学院制 2013 年 5 月 24日

目录 一实训目的 --------------------------------------------- 1 1.1了解涡轮的构造和工作原理-------------------------------------- 1 1.2了解Ⅱ级导向叶片的组成及功用---------------------------------- 1 1.3了解涡轮的组成及功用------------------------------------------ 1 1.4了解发动机二级叶片、Ⅱ级导向叶片和涡轮拆装注意事项------------ 1 二工具------------------------------------------------- 1三工作内容 --------------------------------------------- 1 3.1分解内容------------------------------------------------------ 1 3.1.1扩压器的拆卸------------------------------------------------ 1 3.1.2涡轮叶片的拆卸---------------------------------------------- 2 3.1.2Ⅱ级导向器的拆装-------------------------------------------- 2 3.1.4涡轮的拆装-------------------------------------------------- 2 3.2装配内容 ------------------------------------------------------ 2 3.2.1涡轮的装配-------------------------------------------------- 2 3.2.2Ⅱ级导向器的装配-------------------------------------------- 2 3.2.3涡轮的装配-------------------------------------------------- 3 3.2.4扩压器的装配------------------------------------------------ 3 四知识链接 --------------------------------------------- 4 4.1扩压器 -------------------------------------------------------- 4 4.2涡轮 ---------------------------------------------------------- 4 4.3工作叶轮 ------------------------------------------------------ 4 4.4发动机喘振的原因及防止措施有哪些------------------------------- 4

燃气轮机透平叶片蒸汽冷却技术现状

科研探索 知识创新 与。显然，燃气轮机透平进口温度已经 远远超过了金属材料所能承受的极限。因此，对燃气轮机透平高温部件，尤其是透平叶片必须采用冷却技术，保证叶片本身温度低于材料的许可值而安全工作。总结历年来燃气透平进口温度及材料的允许温度变化趋势。燃气透平进口温度平均以每年20℃的速度增加，而金属耐热温度平均每年增加 8℃，其余的温升则得益于冷却技术的进步。 冷却技术的应用不仅提高了燃气透平进口初温和燃气轮机循环热效率，而且使叶片表面温度分布更加均匀，从而降低了叶片内部热应力，提高叶片寿命。然而，随着燃气透平初温的提高，为了冷却高温部件，从压气机抽出的冷却空气量逐渐增加，这不仅消耗了压气机中的高压空气，而且冷空气在透平中与主流燃气的搀混也导致透平效率的下降，从而影响了整个系统的效率。蒸汽的导热性能大于空气且热容较大，采用蒸汽冷却方式可以使需要的冷却剂流量大大减少，较好地弥补了空气冷却的缺点。1蒸汽冷却技术的工业应用 目前，美国、德国和日本的一些燃气轮机生产厂家，如GE 、三菱等已经将蒸汽冷却技术投入实际生产，制造出进口温度更高的燃气轮机，取得了很好的经济效益。1.1美国GE 公司的H 系列燃机 H 系列燃气轮机包括50Hz 的MS9001H 燃气轮机和60Hz 的MS7001H 燃气轮机。以MS9001H 为基础部件组成的STAG 109H 燃气-蒸汽联合循环机组将成为有史以来效率最高的联合循环发电机组，其净效率达到60%，功率输出为480MW ， 而此前最高的联合循环效率仅为55%左右 。 在冷却叶片设计方面：H 系列燃机采用了航空技术的4级 涡轮，要求对第1、2级喷嘴及动叶进行蒸汽冷却。其中第1级使用单晶叶片，镍基合金并带有隔热涂层；第3级喷嘴及动叶是空气冷却；第4级不进行冷却。1.2西门子先进的大功率燃气轮机 西门子W501G 机型253MW 是目前60Hz 功率最大、效率最高的商用燃气轮机之一。其透平的进口温度达到1420℃，在简单循环下的效率为39%，联合循环的效率为58%。第一台机组的运行小时己超过12500小时，有5台运行超过8000小时，总累计运行小时超过6.5万小时，己积累了在商业环境下的运行经验。W501G 系列机组的可靠性是98.7%，设备可用率己超过95.7%。初步统计，目前有约16台机组投入商业运行。 W501G 燃气轮机在较高负载运行期间，透平采用外置的闭环蒸汽冷却器；但是在启动和部分负载运行期间，使用空气冷却器。较低负载期间的空气冷却器能力己足够，不需要依赖辅助蒸汽源。在较高的燃气轮机负载下，热交换器冷却需要的蒸汽由蒸汽循环提供，温度较低的冷却蒸汽进入各热交换器的内壁冷却回路，通过冷却壁后，被加热的蒸汽收集在排出集管内，通过导管从燃机中输出，增大联合循环的高温再热蒸汽。 使用闭环蒸汽回路冷却器，即可以减少燃气轮机的压缩空气和NOx 的排放；又可以使蒸汽循环获得额外的热量，提高联合循环的性能。 1.3日本三菱公司的M701G2燃气轮机