涡轮叶片

摘要： 现代民用航空发动机总体设计已经定型,要想提升发动机的性能、提高推重比,必须在发动机制造材料上进行升级换代。如今,传统高温合金已经很难追上航空发动机的发展速度,研发新型高温材料取代高温合金是最有效的途径,陶瓷基复合材料是其中的选择之一。本文介绍了陶瓷基复合材料的发展以及应用现状,总结了目前航空发动机使用的高温合金制作工艺以及使用材料的发展历程,并指出了高温合金涡轮叶片的缺点,提出了相应的解决方案。随后介绍了陶瓷基复合材料的概念、制备方法以及性能,分析了目前陶瓷基复合材料存在的缺点和改进方法,对陶瓷基复合材料替代高温合金用于航空发动机涡轮叶片进行了分析。

摘要： 涡轮叶片作为航空发动机和燃气轮机重要的热端部件,在复杂温度场、应力场及氧化腐蚀等环境下工作,面临多种损伤失效风险。为了阐明涡轮叶片涂层损伤模式,总结了现阶段涡轮叶片涂层工艺、特点及其显微组织构成。在结合叶片材料热力耦合试验中相的演变规律研究成果基础上,对服役不同时间和类型的涡轮叶片基体和涂层系统的显微组织进行分析,并与原始组织对比;确定了各种服役组织损伤形式,主要包括涂层系统退化、原始缺陷导致的裂纹扩展、过热损伤及γ′相的退化等;初步给出了涡轮叶片损伤机理和服役环境评估,提出后期涡轮叶片工程化应开展的研究工作和注意事项,从而实现由服役叶片失效后分析向使用前预防的转变,完善涡轮叶片正向设计体系。

摘要： 为了探究涡轮叶片内部肋通道的流场特性与换热机理,设计不同角度的带肋通道实验模型.采用流动显示实验与粒子图像测速实验,对通道的典型截面流场进行统计平均特性分析与非定常分析.结果表明,当扰流肋与流向的夹角为60°~90°时,减小夹角能够降低扰流肋对流体的阻挡作用,增大扰流肋后方旋涡的纵向范围与强度.减小夹角使第1个肋区间的回流强度先增大后减小,第2个肋区间流体的纵向冲击强度增大.斜肋结构能够提高主流流体与肋间流体的雷诺应力峰值,增强肋间扰动强度,提升通道的换热特性.减小夹角可以提升流场的速度振荡幅值与振荡频率,提高通道的换热效率.减小夹角可以增大流体沿肋向流动的能量与能量波动频率,使得旋涡在向后脱落的过程中更易于与靶面进行能量交换.

摘要： 对陶瓷基复合材料(CMCs)涡轮叶片服役安全寿命预测方法展开研究,为充分考虑CMCs细观结构的非均质性和力学性能的各向异性,发展一种多尺度力学分析方法。首先,从纤维/基体的组分尺度出发,通过细观力学方法获取纤维束尺度的力学特性;然后,采用细观有限元方法,通过对代表体元的分析获取材料编织结构尺度的力学性能;最后,通过宏观有限元分析,获取CMCs涡轮叶片结构尺度的力学响应。根据宏观应力-应变场分析叶片的危险区域,提取应力状态作为代表体元边界条件,分析细观应力-应变场。在此基础上引入基于细观力学的疲劳失效判据,进行叶片寿命预测。相关方法和结果可以为CMCs在涡轮发动机高温部件中的安全服役提供参考。

摘要： 针对服役涡轮叶片的疲劳性能及寿命评估问题,发展了一种适用于含薄壁和内冷通道等复杂结构特征涡轮叶片的小尺寸试样取样技术及小试样的高温疲劳试验夹持方法。应用该方法对不同大修间隔的某型航空发动机第1级高压转子涡轮叶片进行了取样,对叶片取样小尺寸试样在850°C下开展疲劳试验。试验结果表明:所发展的复杂构型涡轮叶片取样技术和小尺寸试样高温疲劳夹持方法能够有效应用于该型服役发动机高压涡轮叶片的取样疲劳性能试验;真实服役的涡轮叶片小试样的疲劳性能与标准热处理状态合金的相比出现了劣化,并且随着服役时间的延长劣化程度加剧,寿命降缩短例最大超过90%;服役涡轮叶片取样小试样的疲劳裂纹主要萌生于表面和亚表面的缺陷,共晶组织和碳化物是服役涡轮叶片裂纹萌生的危险位置。

摘要： 对于多台份某型发动机在试车后出现的带热障涂层涡轮叶片表面附着较多环境沉积物 CMAS 进而导致热障涂层脱落失效的故障,通过宏观形貌观察、化学成分分析、微观结构分析等方法对 CMAS分布规律、成分特征和失效模式进行了分析。结果表明:CMAS 沉积物在叶盆面较厚、叶背面较薄,靠近缘板处较厚、叶身中部位置较薄,进气边较厚、排气边较薄;厚度较薄处的附着物颗粒细小、分布均匀,较厚处的附着物结构较疏松,大多呈块状不均匀分布;涡轮叶片热障涂层表面沉积物及气膜孔堵塞物的成分以 CMAS为主,同时还有中低温部件碰摩磨屑生成的 Fe_(2)O_(3)、TiO_(2)和 NiO;由 CMAS腐蚀引发的热障涂层失效模式主要有气膜孔堵塞引发周围涂层烧结失效、涂层表面和内部应力失配、陶瓷层柱状晶被冲击撞断以及8YSZ热障涂层被溶解。

摘要： 航空发动机和燃气轮机,被誉为工业“皇冠上的明珠”,其涡轮叶片的制造工艺是典型的高科技、高附加值技术。本文概括阐述了近年来铸造涡轮叶片材料和构型的发展现状及未来发展方向,结合现阶段产品介绍了涡轮叶片的制造工艺特点现状,归纳论述了涡轮叶片制造工艺难点,并对涡轮叶片新材料的发展和制造工艺革新进行了展望。

摘要： 转子是涡轮增压器高速旋转部件,在运行中承受高低周疲劳载荷,其安全运行尤为重要。为获得涡轮增压器叶片的高低周疲劳寿命,通过改变高低周疲劳中高周应力比和单个复合疲劳载荷块中的高周频率,分析疲劳寿命特征,建立了基于Miner理论的寿命评估模型,利用此模型分析得出160000 r/min转速下涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命。通过有限元分析软件对相同转速下涡轮叶片进行应力分析,得到低周应力、高周应力的最大值及其关键部位,并对涡轮叶片进行模态分析与谐响应分析,结合Ncode商用软件得出叶片关键部位高低周复合疲劳寿命。对基于Miner理论的寿命评估模型和Ncode软件所预测的叶片高低周寿命结果比较发现,随着高低周载荷谱中高周应力、高周循环数逐渐增加,修正后的模型所得寿命与Ncode软件所得寿命均呈递减趋势,寿命误差在两倍范围之内,两种方法均能较为可靠地预测高低周复合疲劳工况下的叶片疲劳寿命,而基于Miner理论的寿命修正模型的使用相对较为方便,所求寿命较为可靠,易于在工程中推广应用。

摘要： 随着燃气轮机技术的不断发展,对叶片冷却技术的要求也越来越高。交叉肋结构不仅冷却效果好,而且可以降低叶片的加工难度和制造成本。因此,对某型涡轮叶片内部前部交叉肋进行数值计算,分析对比不同交叉肋冷却结构的冷却效果,结合肋倾角、肋间距与肋宽之比对综合换热系数的影响,选取冷却效果最好的交叉肋结构。结果表明:肋倾角越小,综合换热效率越大;肋间距与肋宽之比越大,综合换热效率越大;当肋倾角为20°,肋间距与肋宽之比为1.7时,综合换热效果最好,比原结构提高了11.02%。

摘要： 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。

摘要： 利用ANSYS WORKBENCH仿真软件对涡轮叶片进行结构应力分析.本文分别对涡轮叶片进行温度、压力、转速以及多因素耦合进行仿真分析,分别得到涡轮叶片对应因素的形变图与应力图.对形变图与应力图进行分析后可以得到:涡轮叶片顶端热应力较小,越接近叶根部热应力越大;形变趋势则与应力变化趋势相反,叶根部形变量最小而叶片顶端形变量最大.同时发现各因素应力图的最大应力点均出现在叶片根部,经分析后可以得知叶片根部缺少圆角等工艺结构,因而出现应力集中现象.

摘要： 在涡轮叶片冷却领域,对于斜肋、直肋、间断肋以及各种高性能肋片在不同宽高比矩形通道中的换热研究已经有了相当多的积累,但对于S形肋的研究还有所欠缺,特别是不同形式S形肋之间的比较相对较少.本文采用数值分析的方法在双路出气涡轮叶片中建立多种几何模型,包括沿流向排布的S形肋、相对肋宽度为2和3的S形肋以及间断S形肋4种肋形式共10种模型,数值计算采用的湍流模型是realizable k-ε,流体域工质为空气,相关参数选择300K空气的物性参数,第三腔采用等热流密度整体加热,热流密度为900W/m2,入口为质量流量入口,相对应的雷诺数为6000-21100共6组工况,出口为压力出口,各项收敛残差均设为10-5.本文通过对比10种模型的流场、湍流动能以及温度分布展示了不同形式的S形肋对尾缘通道流动换热特性的不同影响,并使用努塞尔数比、摩擦因子比以及综合热性能参数为标准对这10种模型的换热改善能力、压力损失以及综合热性能进行评估.研究结果表明:沿流向排布的S形肋主要起导流作用,无法控制气流的流动,因此其压力损失较小,在本身流动状况较为均匀的通道中能够得到较好的应用,但并不适合本文中的流动状况;相对肋宽度为3的S形肋在综合换热能力上要比相对肋宽度为2的S形肋高15.4％;随着间断长度的缩小,间断形S肋的综合热性能逐渐增加,并接近不间断肋.

摘要： 某型航空发动机二级涡轮叶片在使用过程中发生多起裂纹断裂故障,严重威胁到飞机的飞行安全.针对外场缺乏有效的涡轮叶片检测手段的问题,设计制作了外场专用涡流检测装置,对外场在役发动机涡轮叶片进行了原位无损检测,保证了发动机的安全使用.

摘要： 涡轮叶片由于处于高温、复杂应力等严酷的环境中而被列为重要件,因此,对叶片的质量检测显得尤为重要.为提高射线检测的效率和降低成本,本文尝试用IP板代替传统胶片进行铸造叶片检测.根据相关标准选择对应的实验工艺参数,采用叶片射线检测的CR检测技术对典型航空铸造叶片进行射线检测,并且应用相关图像处理技术,分析得到产品中存在的气孔和线性缺陷,同时可以准确测定缺陷尺寸大小,验证了CR检测系统在涡轮叶片实际生产中的检测应用.

摘要： 为得到刮磨条件下篦齿径向裂纹的扩展规律,在简化篦齿上插入初始裂纹,采用热流密度、切向力和法向力模拟刮磨条件,使用Abaqus软件的XFEM方法数值计算径向裂纹的扩展,分析刮磨温度、刮磨力和刮磨模式对裂纹扩展规律的影响.通过数值分析发现,间歇刮磨模式下,温度升高过程中裂纹受到挤压、处于闭合状态,在温度降低过程中在拉应力的作用下裂纹扩展;连续刮磨模式下,随着温度的升高裂纹只张开,没有沿径向扩展;间歇刮磨模式下,刮磨温度为977°C时裂纹没有扩展,刮磨温度高于1070°C且低于1165°C时,随着刮磨温度的升高,裂纹扩展速率增大.叶冠篦齿径向裂纹是在间歇刮磨模式下扩展的,连续刮磨模式下裂纹只张开不扩展;刮磨温度低时,裂纹不扩展;刮磨温度高于一定值时,刮磨温度的升高促进径向裂纹的扩展;刮磨力对径向裂纹的扩展无明显影响规律,径向裂纹的扩展主要受热载荷的影响.

摘要： 高低周复合载荷下的微动疲劳失效已成为涡轮叶片的重要失效模式之一.为了探究高低周联合加载时各种工况对榫连接微动疲劳性能的影响,本文通过显式动力学有限元模型对涡轮榫连接的一级榫齿开展了微动疲劳分析.采用罚方法的接触算法和显式动力学算法,获得了不同工况下接触区应力峰值以及各方向位移的时域变化.结果表明不同的载荷和加载频率都会导致微动疲劳响应的差异.重点分析了低周载荷和高周载荷对于微动疲劳的影响,发现随着低周载荷的增大,微动疲劳接触区应力峰值和位移逐渐增大.而高周频率最小时,微动疲劳接触区的低周方向位移最大.

摘要： 本文通过求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和标准k-ω紊流模型数值研究了不同篦齿形状对叶顶流动传热特性的影响.数值预测的常规凹槽叶顶的流场分布与实验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠性.本文研究结果表明:带篦齿的叶顶凹槽可以有效降低叶片中弦处的泄漏流强度,减少泄漏损失.篦齿的形状对泄漏强度分布影响较小.带篦齿的叶顶凹槽可以有效降低叶顶的平均传热系数和热流量.在五种凹槽布局中,倒梯形篦齿状凹槽叶顶具有最低的叶顶平均传热系数,梯形篦齿状凹槽叶顶具有最低的叶顶热流量.

摘要： 开展了航空发动机高温合金涡轮叶片渗透检测技术研究,对当今涡轮叶片的渗透检测方法选择、缺陷类型及产生的原因分析和评判给出了综合阐述,探索性地给出了高温合金叶片上显微疏松缺陷和腐蚀坑缺陷图谱及级别.为各型号高温合金叶片的设计、研制和规范制定提供了数据支持.

摘要： 针对某型航空发动机DZ417G合金低压涡轮工作叶片开展热暴露及扭转模拟试验,研究了叶片在模拟服役环境条件下的预扭角变化情况.试验结果表明:叶片经热暴露后发生沿扭转方向的微量自发变形;叶片在高温及扭转载荷作用下易产生蠕变变形,变形主要集中于叶冠附近.扭角变形可能对叶片性能及配合可靠性造成影响.

摘要： 蜡模陶瓷型芯的质量影响铸造孔隙叶片的使用性能,陶瓷型芯的无损检测至关重要.通过选择合适的实验工艺参数,采用CR检测技术对4块蜡模陶瓷型芯进行射线检测,叶片陶瓷型芯检测图像清晰,经过锐化处理可以准确检测到型芯的裂纹位置,并且能够准确测量裂纹尺寸,叶片蜡模陶瓷型芯的射线检测中CR有望代替胶片检测.

摘要： 本发明涉及具有纵向轴线(X)的涵道式涡轮机(100)的整流器叶片(1)，该叶片(1)包括多个叶片部段(2)，该多个叶片部段在根部端部(3)与尖端端部(4)之间沿着堆叠线(L)相对于轴线(X)径向地堆叠，每个叶片部段(2)包括压力面表面(7)与吸力面表面(8)，压力面表面和吸力面表面在上游前缘(5)与下游后缘(6)之间轴向延伸并且切向相对。根据本发明，在每个叶片部段(2)的前缘(5)与后缘(6)之间形成有轮廓弦(CA)，该轮廓弦的长度在尖端端部(4)与根部端部(3)之间基本上是恒定的，并且堆叠线(L)在或多或少地穿过轴线(X)并穿过堆叠线(L)的平面中具有弯曲部，该弯曲部位于尖端端部(4)附近并且从下游朝向上游定向。

摘要： 本发明涉及一种用于制造风力涡轮机叶片(10)的结构元件(11、13、15)的方法。该方法包括在至少一个层压件(21.1、21.2、21.3、21.4、24.1、24.2)中形成至少一个注入孔(25)的步骤，该层压件设置在结构元件(11、13、15)的第一部分(11.1、13.1、15.1)和第二部分(11.2、13.2、15.2)的芯材料(20.1、20.2)的顶侧(D)以及第一部分(11.1、13.1、15.1)和第二部分(11.2、13.2、15.2)的芯材料(20.2)的底侧(E)上，使得至少一个注入孔(25)流体地连接到空腔(23)。此外，该方法包括如下步骤：通过注入孔(25)将粘合剂(26)注入到空腔(23)中，固化注入到空腔(23)中的粘合剂(26)，从而在第一部分(11.1、13.1、15.1)的芯材料(20.1)的端部(A)和第二部分(11.2、13.2、15.2)的芯材料(20.2)的端部(B)之间形成接头(12、14、16)。此外，本发明涉及一种用于制造风力涡轮机叶片(10)的方法。此外，本发明涉及结构元件(11、13、15)和风力涡轮机叶片(10)。

摘要： 本发明涉及一种风力涡轮机的风力涡轮机叶片（10）的梁（40），由此所述梁（40）由包括基质和增强物质的复合材料制成，所述梁（40）具有在所述梁（40）的纵向方向上的长度（L40）、在所述梁（40）的宽度方向上的宽度（W40）和在所述梁（40）的厚度方向上的厚度（T40）。所述梁（40）包括在所述梁（40）的所述纵向方向上布置的至少一个纵向凹槽（41），由此所述至少一个纵向凹槽（41）将所述梁（40）分成相邻纵向梁部分（42），由此所述纵向凹槽（41）具有所述梁（40）的所述宽度（W40）或所述厚度（T40）。

摘要： 本发明涉及一种用于风力涡轮机（1）的风力涡轮机叶片（10）的梁（40），其中所述梁（40）由包括基体和加强件的复合材料制成。所述梁（40）包括至少一个凹入纵向端部区段（44、45），在凹入纵向端部区段中，所述梁（40）包括至少一个纵向凹槽（41），所述至少一个纵向凹槽（41）布置在所述梁（40）的纵向方向（L）或基本上纵向方向（L）上、从所述梁（40）的纵向中间区段（43）延伸到所述梁（40）的纵向端部（46、47），使得所述至少一个纵向凹槽（41）将所述梁（40）分离成相邻的纵向梁部分（42），其中纵向梁部分（42）附接到纵向中间区段（43）。

摘要： 风力涡轮机叶片，该风力涡轮机叶片在叶片尤其暴露于腐蚀损害的区域中及周围具有改型涂层，该改型涂层由下述涂层建立：这样的涂层包括胶层、纤维增强聚合物层和在纤维增强层上的一个或多个非增强聚合物层，自此聚合物层使自身延展超出纤维增强层并且包括风力涡轮机叶片的表面的较少暴露于腐蚀损害的区域。本发明还建立了用于创建这种风力涡轮机叶片的方法和创建这种涂层的方法以及涂层本身。

摘要： 本发明涉及一种利用树脂浸渍模制生产涡轮叶片半部(1、2)的方法。根据本发明，所述方法包括步骤：在用于涡轮叶片壳的模具(3)中设置纤维毡(4)；将加强构件(6)设置在模具中的纤维毡上；在纤维毡上并紧靠加强构件设置不透气的密封层(17)；在低压下将可固化的树脂引入包括在加强构件下方的区域中的纤维毡；和使树脂固化以形成涡轮叶片半部，所述涡轮叶片半部包括附连至加强构件的涡轮叶片壳。本发明还涉及一种涡轮叶片半部、一种生产涡轮叶片(123)的方法、并涉及一种涡轮叶片。

摘要： 一种涡轮叶片、燃气轮机、涡轮叶片的中间加工品、涡轮叶片的制造方法，其中，具备：叶片主体(51)，形成中空形状；腔(52、53、54)，设于叶片主体(51)的内部；以及冷却通道(55)，从腔(52、53、54)向叶片主体(51)的后端部开口，作为冷却通道(55)，设有：第一通道(81)，设于第三腔(54)侧并且宽度从第三腔(54)侧朝叶片主体(51)的后端部变窄；以及第二通道(82)，设于叶片主体(51)的后端部侧并且宽度从第三腔(54)侧朝叶片主体(51)的后端部为固定。

摘要： 在设计涡轮叶片的涡轮叶片的设计方法中，预先准备将加热温度区域、蠕变强度以及结晶粒度建立了关联的相关数据，该涡轮叶片的设计方法具备：温度分布获取工序(S11)，获取与被加热的涡轮叶片的温度分布相关的温度分布数据；蠕变强度获取工序(S12)，获取与被加热的涡轮叶片所要求的蠕变强度的分布相关的蠕变强度分布数据；结晶粒度设定工序(S13)，基于温度分布数据以及蠕变强度分布数据，根据相关数据，将涡轮叶片的成为扩散蠕变温度区域的高温部位处的结晶粒度设定为与成为基准的基准结晶粒度相比为粗粒，且将涡轮叶片的成为位错蠕变温度区域的低温部位处的结晶粒度设定为与基准结晶粒度相比为细粒。

摘要： 本发明涉及一种利用树脂浸渍模制生产涡轮叶片半部(1、2)的方法。根据本发明，所述方法包括步骤：在用于涡轮叶片壳的模具(3)中设置纤维毡(4)；将加强构件(6)设置在模具中的纤维毡上；在纤维毡上并紧靠加强构件设置不透气的密封层(17)；在低压下将可固化的树脂引入包括在加强构件下方的区域中的纤维毡；和使树脂固化以形成涡轮叶片半部，所述涡轮叶片半部包括附连至加强构件的涡轮叶片壳。本发明还涉及一种涡轮叶片半部、一种生产涡轮叶片(123)的方法、并涉及一种涡轮叶片。

摘要： 一种涡轮叶片（1）包括翼型件部段（10），其中至少一个冷却孔（32）形成在翼型件部段（10）的末梢底板（30）上，其流体连接到翼型件部段（10）的内部冷却剂腔（28）。涡轮叶片（1）还包括增材制造的末梢帽（40），其经由直接在翼型件部段（10）的末梢底板（30）上逐层沉积材料而形成。末梢帽（40）包括从末梢底板（30）向外延伸的至少一个振鸣末梢导轨（42，44）。所述至少一个振鸣末梢导轨（42，44）包括形成在其中的嵌入式冷却通道（50）。嵌入式冷却通道（50）与所述至少一个冷却孔（32）对准并流体连接，冷却孔（32）穿过翼型件部段（10）的末梢底板（30）形成。嵌入式冷却通道（50）包括位于所述至少一个振鸣末梢导轨（42，44）的侧面（42a，44b）和顶面（42c，44c）中的至少一者上的一个或多个出口（54，56）。