研究了某种材料的气冷涡轮叶片的自由模态以及在离心力场作用下的模态,分别得到两种因素下的叶片振型图,并绘出了该转速范围下的坎贝尔图。研究发现离心力场对涡轮叶片的影响较小,但两种因素下均出现了相同的危险振型,同时找到了叶片在实际工作中可能会产生共振的转速范围。所得结论对航空发动机叶片的设计具有一定的工程应用价值。

为了研究涡轮叶片的热结构工作特性,对热载荷及离心载荷耦合工况下结构的静强度进行了研究。通过使用数值模拟的方法对涡轮叶片及叶盘在准工作状态下的位移与应力的分布进行预测,对其结构可靠性进行了验证,并研究了涡轮叶片在不同温度梯度工况下位移与应力的变化趋势。通过研究发现叶尖处的温度最高,榫齿部位的温度最低。叶片的最大变形位于叶尖处,高应力区位于接触区域与叶身的根部。叶盘轴心孔附近应力值最大,沿轴心孔至轮盘边缘呈不断减小的趋势。随着叶身温度梯度的升高,叶片的整体变形值与榫齿处应力值的变化较为明显,叶根处的应力值也有增大的趋势,但是变化不大。通过节点处应力值的对比发现,叶根处局部应力发生了突变。

针对民航飞机维修工作中发动机涡轮叶片普遍存在故障率较高的问题,收集某型民用航空发动机涡轮叶片的可靠性数据,并运用三参数Weibull分布建立该型发动机涡轮叶片的可靠性寿命模型。在模型求解的数值计算过程中,为保证模型的计算精度,采用经典的牛顿迭代法及三参数相关系数优化法对涡轮叶片的寿命数据进行拟合分析及计算;同时为减少计算工作量及提高数值计算过程中人工智能的参与度,基于MATLAB软件对上述数值计算方法编写计算程序,最后对计算结果进行K-S假设检验。结果表明:对涡轮叶片寿命数据进行可靠性分析时,运用Weibull分布建立的数学模型符合客观规律;同时牛顿迭代法、三参数相关系数优化法及MATLAB计算程序的有效利用,保证了计算结果的精度。

为建立高性能超临界二氧化碳(SCO2)布雷顿循环系统,基于西安热工研究院的5 MW等级SCO2火力发电试验平台的高压涡轮设计参数,采用基于Denton损失模型的自编一维涡轮设计程序、AXIAL软件及AXCENT软件设计了2级轴流超临界二氧化碳涡轮,采用CFX软件RANS方程与NIST的真实超临界二氧化碳工质物性数据相结合的数值方法,研究了超临界二氧化碳高压涡轮设计工况和变工况气动特性.结果表明:综合考虑高设计参数下的超临界二氧化碳涡轮辅助系统的可实现性,选择两级轴流直叶栅涡轮设计方案,经叶型优化后可实现两列涡轮静叶的总压损失约为0.042,第1/第2列动叶栅相对总压损失为0.050和0.064,叶片的根部、中部和顶部流场的马赫数分布合理.考虑动静叶泄漏掺混损失的高压涡轮的等熵效率可达到84.88%,轴功率3 251 k W,涡轮变工况性能良好.

涡轮叶片的设计效率,很大部分依赖叶片截面线参数化造型技术.三维扫描技术作为重要检测技术,对其气动分析方法的研究,对解决恶劣工作环境下涡轮叶片磨损问题,实现对合金材料价格的控制,可在三维扫描技术方法上进行着手,以对涡轮发动机叶片的循环利用和工作性能稳定提供可行性借鉴.

涡轮流量计由涡轮、轴承、前置放大器、显示仪表组成,如图1所示。被测流体冲击涡轮叶片,使涡轮旋转,涡轮的转速随流量的变化而变化,即流量大,涡轮的转速也大,再经磁电转换装置把涡轮的转速转换为相应频率的电脉冲,经前置放大器放大后,送入显示仪表进行计数和显示,根据单位时间内的脉

基于控制容积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用非结构化网格及两层k-ε湍流模型,在吹风比M为0.6和1.2的情况下,数值模拟了气膜孔几何形状对涡轮叶片气膜冷却效果的影响,得到了气膜孔附近的流场分布。所选孔形为圆柱孔、前向扩张孔、开槽前向扩张孔及新型缩放槽缝孔。结果表明：圆柱孔的冷却效率随着吹风比的增加而显著地降低;开槽前向扩张孔的冷却效率优于圆柱孔和前向扩张孔;缩放槽缝孔在不同吹风比下的冷却效率均高于其它3种孔形,缩放槽缝孔和开槽前向扩张孔不同程度地抑制了反向涡旋对的产生,提高了射流对壁面的贴附性,增强了壁面的冷却效果。

根据发动机涡轮叶片在日常使用过程中的损伤检修数据确定其失效概率分布函数，应用Paris公式对叶片裂纹增长进行反演分析，得到在指定阈值下可检裂纹长度与初检时间的对应关系；再模拟裂纹增长过程，得到叶片在寿命周期内各个检查时刻的状态；最后通过仿真结果的统计分析得知叶片的失效概率。案例研究结果表明：叶片在服役过程中如果初检时间太早，初检时扩展裂纹长度小，不易被检测到，后续的重复检查间隔长，在各重复检查时刻容易产生失效；如果初检时间太迟，叶片在初检时会接近甚至超过临界损伤值，也增加失效概率。在允许失效概率为10-5的条件下，涡轮叶片在计划运行周期内的最优检查次数12次，最优初检时间和重复检查间隔分别为1 371循环和307循环。所提方法和研究结果为航空公司机务维修人员和发动机工程师的风险评判和...

燃气轮机作为大型舰船动力装置,是影响舰船上各种设备正常运行的重要原因,转子叶片的疲劳损坏一直影响燃气轮机的正常工作。首先利用UG软件对某型燃气轮机涡轮叶片建立了三维实体模型,通过IGES文件载入HyperMesh软件中划分网格和施加约束,最后导入ANSYS软件中,对叶片进行了约束模态分析。分析了叶片的应力分布情况,并在此基础上完成了叶片的疲劳强度计算,为叶片的设计以及改进提供了参考。

依据航空发动机从启动到停机过程中的温度变化,基于ANSYS软件的三维模型进行动态分析,研究发动机的热疲劳,为准确确定叶片使用寿命提供理论依据。