高压涡轮

摘要： 文章以E^(3)高压涡轮为研究对象,研究侵入式探针对单级高压涡轮的气动性能影响机理,分析在高温高速气体冲击下探针自身所产生的形变。结果表明探针在转子出口测试截面,会影响涡轮的总体性能,使涡轮等熵效率降低,探针尾流区域熵增,尾迹与主流产生掺混损失,出口气流角发生改变。探针在安全范围内发生形变,且与发动机无共振隐患。

摘要： 大推力补燃循环液体火箭发动机主涡轮燃气在高压下由于受到真实气体效应的影响,其气体性能偏离理想气体,常规分析方法得到的涡轮性能与实际情况存在一定偏差。采用三维流动仿真方法,结合SST湍流模型,采用定物性理想气体、ARK气体状态方程和基于NIST Refprop真实物性数据库的涡轮性能进行了仿真研究,分析了甲烷和富氧燃气的涡轮性能,并与结合一维压缩因子修正的性能结果进行了对比。研究表明,基于真实物性数据的涡轮仿真性能与理想气体存在明显偏差,使用ARK气体状态方程能够有效减小性能仿真偏差,而使用合适的压缩因子修正具有较高的精度,可作为工程算法。

摘要： 针对高压涡轮导叶叶背侧出现的鼓包开裂现象,采用气热耦合数值计算方法研究了导叶后腔流动和换热.研究发现:后腔冲击结构的冷气分配不合理,造成叶背侧靠近下游区域冷却不充分,形成了较大的温度梯度,进而产生大的热应力导致叶背侧出现鼓包开裂现象.通过调整冲击孔几何参数,提出了两种改进方案.分析了两种改进方案的流动与换热情况,并与原型冷却结构的计算结果进行比较,发现改进方案2的冷却结构冲击孔的冷气流动更有序,冷气流量分配更合理,形成的冷却效果最好,有效降低了叶背侧的最高温度和温度梯度.

摘要： 高压涡轮轴-盘是涡扇航空发动机的核心转子部件.在这类复杂的转子结构件中,大量使用了螺栓-止口连接结构,特点是通过止口的过盈配合来实现装配过程中的定心定位作用.同时,高压转子具有典型的高速、高压和高温运行特征,其装配质量的好坏直接影响以高压涡轮轴-盘为装配基准的其他转子部件的装配精度.针对上述问题,以某型号涡扇发动机的高压涡轮转子篦齿盘装配为例,通过螺栓将高压涡轮轴、篦齿盘和高压涡轮盘串装在一起,并将转子制造误差与装配工艺误差引入转子装配过程仿真模型和高温下转子同心度退化过程仿真模型,研究制造参数与装配工艺对转子同心度的影响规律.

摘要： 针对气冷涡轮叶片的多场耦合特性,利用流热耦合(CHT)方法,对采用不同气冷结构的高压涡轮导叶进行数值模拟.在内冷涡轮导叶算例中,对比实验数据选取精度较高的流热耦合计算方案,分析该内冷涡轮导叶的多场特性及耦合机理.在此基础上,以带有气膜冷却孔及内冷通道的气冷涡轮导叶为研究对象,重点围绕冷却射流与主流的相互作用,讨论近壁边界层中流热耦合关系及气冷效率影响因素等相关问题.结果表明:采用流热耦合计算方法及合适的湍流转捩模型有利于提高数值精度;气冷涡轮导叶的流场温度场密切耦合,流动换热特性互相影响;冷气射速低时,增加冷气流量可提高气膜冷却效率,冷气量达到一定值时,冷气流量增加将导致气膜冷却孔后上游冷却效果变差,下游冷却效果变好;冷气射速较高时,将与主流相互作用产生复杂流动结构(如肾形涡、马蹄涡等),对温度分布存在一定影响.

摘要： 通过对零件材料、结构进行分析,选择适合加工零件的铣刀.通过对不同铣削加工参数进行试切,优化铣削加工参数,缩短了加工时间,降低了加工成本,从而实现了高压涡轮封严托架零件的高效切削.

摘要： 针对封严盘零件加工中出现的问题,通过简化车床工序、合并夹具的方法减少切削变形,并按照工序集中、钻铣组合的原则提高异形孔加工效率,缩短了生产周期.

摘要： 20世纪60年代以来,美国空军通过核心机计划开展技术验证和提高技术成熟度,建立了丰富的经过验证的核心机关键技术储备,此后投入使用的先进航空发动机均为这一技术途径的产物。由高压压气机、燃烧室和高压涡轮组成的发动机核心机(如图1线框内所示),包括了推进系统中温度最高、压力最大、转速最高的组件,其成本和周期在发动机研制中占比重大,是发动机研制主要难点和关键技术最集中的部分。

摘要： 孔探图像显示高压涡轮叶片前缘与罩环之间摩擦严重,对发动机性能影响较大,研究发现热态下HPT部件前后缘会产生不均匀膨胀变形.调整CFM56型航空发动机静态下HPT前缘磨削角度,使叶顶部位前后缘产生不均匀间隙并进行试车实验.利用三维湍流数值方法模拟高压涡轮流场,计算发动机工作状态下的高压涡轮效率以及整机热效率,结合维修与试车实验数据,分析发动机关键性能参数,研究静态不均匀叶尖间隙对涡轮效率以及发动机性能的影响.结果 表明:采用不均匀叶尖间隙维修方案可减少罩环磨损并有效提高高压涡轮部件及整机性能.

摘要： 为了解涡轮进口热斑的运动特性对涡轮叶片热负荷分布的影响,对存在进口热斑时高压气冷涡轮动叶流道内冷热流的非定常运动特性进行了研究,揭示了热斑在气膜冷却流、叶顶间隙泄漏流以及动静叶栅运动干涉等因素综合作用下对气冷涡轮叶片热负荷的影响.研究发现:冷热流在高压动叶入口处被高压动叶截断而交替流入流道,热流对动叶的影响主要集中在动叶前缘以及压力面附近,对动叶前缘造成直接的热冲击振荡;在周向气流角的作用下,在高压动叶栅流道内,低温流体逐渐向吸力面流动,而高温流体主要向压力面流动;气冷涡轮在浮力以及间隙泄漏流的作用下,改变了流道内部二次流分布,使得迁移到动叶压力面上的高温流体向叶根迁移,吸力面低温流体向叶片中间截面聚集.所得结论可对涡轮冷却设计提供理论参考.

摘要： 为验证某高压涡轮的非定常改进设计,采用NUAA-Turbo三维CFD计算软件,对原型涡轮和改进方案进行了三维非定常数值模拟;利用计算结果,对原型涡轮和改型涡轮的非定常流场进行对比分析,证实了改进设计的非定常收益,得出了叶片表面非定常压力脉动、通道涡的发展都会影响涡轮非定常效率的结论.

摘要： 通过对比计算和分析,研究了高压涡轮模型优化技术,并利用Ansys软件、采用流-固-热耦合分析方法,分析了某型航空发动机高压涡轮转、静子在离心载荷、热载荷及气动载荷作用下的结构响应,得到了发动机设计状态高压涡轮叶尖间隙沿轴向的分布规律.结果表明:优化几何模型或载荷加载方式,可以在保证结构响应计算精度的前提下,降低计算难度,缩短计算周期;在设计状态下,转、静子之间存在一定间隙,不会发生碰磨.

摘要： 本文主要内容是一种现代航空发动机高压涡轮工作叶片进气边裂纹故障的分析过程.此故障属于该叶片批量使用以来首次出现的一起故障,因此分析清楚裂纹故障产生原因对制定后续防护措施至关重要;全文通过对故障叶片基本情况介绍、故障树梳理、叶片工况、金相分析等几个部分开展分析工作,找出叶片产生裂纹的主要原因,并制定后续针对性检查措施,以避免此类故障的再次发生.

摘要： 采用具有自主知识产权的涡轮全三维粘性设计体系,完成了某高压涡轮设计、加工和试验验证.开展了平面叶栅、导叶扇形、环形叶栅和涡轮级性能试验,并通过了高压涡轮部件在核心机环境下的考核试验.高压涡轮性能试验结果与设计结果一致,流量试验值与设计指标误差为0.45％,气动效率设计值与试验值误差为0.4％,气动效率超过设计指标要求2.6％.在涡轮级性能试验中,国内首次真实模拟了发动机空气系统流路及高压涡轮导叶冷气供气方式,准确地验证了空气系统对涡轮主流的影响,并首次实时测量了涡轮转子叶尖间隙,获得了涡轮性能随叶尖间隙变化曲线.通过该项目的研制,再次验证了开发的涡轮气动三维粘性设计体系的精度;同时获得的设计经验、方法和数据,为高压涡轮的气动设计奠定了坚实基础.

摘要： 在先进的航空发动机中,很多高压涡轮中采用了跨音速的设计.本文研究高压涡轮中平面叶顶和双肋叶顶这两种常用叶顶结构的气动和传热性能.本文采用已有的实验数据,验证了数值计算的方法.然后用数值计算的方法,研究了跨音速涡轮中平面叶尖和双肋叶尖的叶尖泄漏流气动性能.文章细致分析了这两种叶尖上方的流动结构.平面叶尖的叶尖间隙内有反射激波结构,气流流动马赫数较高.而双肋叶尖的叶尖间隙内没有形成明显的反射激波.双肋叶尖较平面叶尖的叶尖泄漏流流量更低,叶尖泄漏损失更小.本文还研究了叶顶和机匣之间相对运动对叶顶泄漏流性能的作用机理.研究发现,端壁运动引起的刮削涡对叶栅出口的流动具有较大的影响.

摘要： 热障涂层的应用是对航空发动机进行热端部件防护、延长使用寿命的重要措施.等离子喷涂和EB-PVD喷涂是广泛使用的两种喷涂方式.应用EB-PVD的高压涡轮转子叶片在较短时间发生热障涂层脱落,为分析涂层脱落原因,对故障叶片进行了失效分析,并针对涂层脱落原因对涂层工艺进行改进,改进磨削参数和改用自转工装,经验证有效.

摘要： 为了研究高压涡轮非定常流动特性,采用课题组自主研发的三维CFD计算软件NUAA-Turbo对PWE3单级高压涡轮进行了非定常数值模拟.涡轮性能参数的计算结果与实验数据吻合.在定常情形下对间隙流动机理和流动结构进行了分析,并将性能参数与不考虑间隙情形进行了对比.采用非定常的计算方法研究了静子尾迹与下游转子通道涡和泄漏涡的相互作用,结果显示通道涡呈现出强弱变化的周期性现象,而泄漏涡则具有相对定常性.

摘要： 叶尖间隙对于航空发动机具有重要意义,它影响发动机的运行状态、效率和使用寿命等.传统的叶尖间隙仅为一维的径向间隙值,传递信息的能力有限.本文充分利用涡轮叶片叶尖三维特征,提出三维叶尖间隙的概念,并将三维叶尖间隙特征参量作为叶片故障信号载体,通过有限元方法分析了三维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片典型裂纹故障的响应特性.结果显示,三维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片尾缘裂纹的故障特征信息有较好的反映效果.

摘要： 在航空发动机中受加工工艺和运行条件的限制，高压涡轮通常采用不带叶冠的结构形式，在此情况下，由于叶尖间隙泄漏流动产生的泄漏损失是导致部件效率下降的原因之一。本文针对涡轮间隙泄漏流动控制问题,以某型涡轮为研究对象,对涡轮转子外环块进行开槽处理,对不同槽深和开槽角度对应的外环块与转子流场进行数值模拟,并对涡轮性能参数进行对比,以期得到控制泄漏流动较好的方法.研究结果表明,外环块凹槽深度位于0.5mm～1.2m,转角位于15°-60°范围内,高压涡轮效率可以得到提升.

摘要： 本文以某高压涡轮导叶为研究对象,发展了一种新型的非轴对称端壁优化设计方法.优化目标为在保证涡轮导叶入口质量流量尽量不变的前提下,使导叶出口处总压损失系数最小.分析了优化后的非轴对称端壁造型对涡轮导叶流场的影响.分析结果表明:优化后的非轴对称端壁改善了涡轮导叶流场的流动结构,延迟了通道涡的形成,削弱了角涡的强度,降低了导叶出口处的流动损失,涡轮导叶出口处的总压损失系数降低了3.724％.

摘要： 本发明属于空气涡轮火箭组合发动机技术领域，具体涉及一种空气涡轮火箭用新型高压比大流量涡轮增压装置。本发明工作时，燃气发生器产生的燃气经缩放式钻孔斜喷嘴排出，驱动对称叶型纯冲击式涡轮转动，工作轮带动压气机叶轮，对轴向进气道中的来流空气进行增压。然后空气流经压气机壳体组件中的扩压器，并由扩压器外壁中的转弯段将其方向由径向转变为轴向，最后由扩压器中的导流叶栅完成气流的整流。涡轮工作轮和压气机导流叶栅排出的气流在涡轮增压装置后进行掺混燃烧。本发明为空气涡轮火箭组合发动机提供了一种可产生大推力、高比冲性能的核心动力装置。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮及发动机，在高压涡轮的轮缘设置外密封罩（19）和内密封罩（20）；在冷却气体流道内、并在外密封罩（19）的侧壁上设置第一挡块；在冷却气体流道内、并在内密封罩（20）的侧壁上设置第二挡块；第一挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，第一挡块的端部向主流道的方向翘起一个弧度，形成向主流道弯曲的尖部。本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮和发动机，减少高压涡轮盘对最小冷却封严流量的需求，有利于发动机效率提高，并减少了在封严处冷却气体从盘腔进入主流道的阻力，增大了主燃气进入盘腔的阻力，减少了发生燃气入侵的可能性，提高了封严性能。

摘要： 本发明公开了一种燃气涡轮发动机高压涡轮富油失效的主动补偿方法，能够在降低富油失效概率的同时，又能保证涡轮设计中对加速时间的设计要求。包括：1、获取涡轮惯性时间常数T；2、通过在电子控制器与燃调系统执行机构之间添加低通滤波器的方式修改燃油指令；3、通过高通滤波器二次修改燃油指令；4、设置燃油指令时序，使得在涡轮加速过程的[0,T]时间内采用步骤2中的修改后的燃油指令；而在T以后的加速过程中采用步骤3中所述的二次修改后的燃油指令；5、如果燃气涡轮发动机存在多段加速过程，则重复上述步骤1‑4，直至加速过程完成。本发明具有易实现、周期短、成本低、可追溯强、可维护性强等特点。

摘要： 本发明公开一种航空燃气涡轮发动机高压涡轮盘腔冷却空气斜向预旋进气喷嘴，对传统预旋喷嘴进行优化，改变预旋喷嘴出流径向速度分量为径向向下，形成α角。径向分量向下可使叶片进口流量增加，优化叶片冷却；使顶部出口流量略微减小，但仍可满足密封流量的最小流量；使盘面平均温度降低；对于底部出口流量影响不大。

摘要： 本发明公开了一种航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮及发动机，在高压涡轮的轮缘设置外密封罩（19）和内密封罩（20）；在冷却气体流道内、并在外密封罩（19）的侧壁上设置第一挡块；在冷却气体流道内、并在内密封罩（20）的侧壁上设置第二挡块；第一挡块上表面的根部为圆弧过渡，并且，第一挡块的端部向主流道的方向翘起一个弧度，形成向主流道弯曲的尖部。本发明的航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮和发动机，减少高压涡轮盘对最小冷却封严流量的需求，有利于发动机效率提高，并减少了在封严处冷却气体从盘腔进入主流道的阻力，增大了主燃气进入盘腔的阻力，减少了发生燃气入侵的可能性，提高了封严性能。

摘要： 本发明公开了一种利用涡轮导向器承力的可装配高压涡轮教学模型及方法，包括转子部件、静子部件和高压涡轮标准轴承，转子部件包括依次相连的高压轴联轴器、高压涡轮前轴、高压涡轮盘和高压涡轮后轴，还包括装在高压涡轮盘上的高压涡轮叶片以及前旋转封严件；静子部件包括高压涡轮进口导向器、高压涡轮内机匣、低压涡轮进口导向器、后承力锥形筒和轴承定位环；高压涡轮标准轴承套装在高压涡轮后轴上，转子部件能在静子部件承力下稳定运转。本发明既可展示高压涡轮内部详细结构，又可装配，且直接利用涡轮导向器承力；可以实现在结构详细度、可装配性足以满足教学需要的同时，具有合理的成本和可靠的结构；更能够保证教学活动的准确高效与安全稳定。

摘要： 本发明公开了一种双级燃气涡轮或高压涡轮的级间导流盘结构，包括导流盘，导流盘包括：安装部，安装部设置于一级涡轮盘和/或安装部设置于二级涡轮盘的连接端，安装部用于导流盘分别与一级涡轮盘以及二级涡轮盘的连接；抵接部，抵接部设置于一级涡轮盘相对的外壁上和/或与抵接部设置于二级涡轮盘相对的外壁上，抵接部用于一级涡轮盘与二级涡轮盘之间的封严且避免冷却通道内的冷却气体泄露；密封部，密封部设置于导流盘的外缘端部，密封部用于防止燃气倒灌进入一级涡轮盘与二级涡轮盘内造成一级涡轮盘与二级涡轮盘温度过高损坏，具有减少导流盘的离心载荷均传递到涡轮盘上，由盘体承担，提高了涡轮盘的使用寿命及可靠性的效果。

摘要： 本发明公开了一种燃气涡轮发动机高压涡轮富油失效的主动补偿方法，能够在降低富油失效概率的同时，又能保证涡轮设计中对加速时间的设计要求。包括：1、获取涡轮惯性时间常数T；2、通过在电子控制器与燃调系统执行机构之间添加低通滤波器的方式修改燃油指令；3、通过高通滤波器二次修改燃油指令；4、设置燃油指令时序，使得在涡轮加速过程的[0,T]时间内采用步骤2中的修改后的燃油指令；而在T以后的加速过程中采用步骤3中所述的二次修改后的燃油指令；5、如果燃气涡轮发动机存在多段加速过程，则重复上述步骤1‑4，直至加速过程完成。本发明具有易实现、周期短、成本低、可追溯强、可维护性强等特点。

摘要： 本实用新型公开了一种高压涡轮机匣结构及具有其的高压涡轮。所述高压涡轮机匣结构包括外层机匣、衔接环、独立卡环以及外环；其中，所述衔接环设置在所述中部空间内；所述衔接环一端具有第一衔接环突出部以及第二衔接环突出部；另一端设置有卡环结构；卡环结构具有第一突出部、第二突出部以及第一凹入部；独立卡环具有第三突出部、第四突出部以及第二凹入部，第三突出部上设置有突起；第一突出部、第三定位槽、第三突出部以及第二突出部过盈配合装配；所述第二突出部、第三突出部、第四定位槽以及第四突出部过盈配合装配。本申请的高压涡轮机匣结构通过衔接环上的卡环结构与独立卡环配合使用，实现了高压涡轮的径向紧密连接。

摘要： 本实用新型公开了一种用于高压涡轮叶片减振的阻尼片及高压涡轮，该阻尼片包括用于和高压涡轮叶片的缘板相抵的顶板和两个用于和高压涡轮盘的榫齿肩部相抵的侧板，两个侧板相对设置并分别连接于顶板的两侧，顶板和两个侧板形成用于和榫齿配合的安装槽。顶板和两个侧板围绕成安装槽，高压涡轮叶片装配进高压涡轮盘后，将阻尼片插入榫齿肩部。顶板与高压涡轮叶片的缘板配合，侧板与高压涡轮盘的榫齿肩部配合。由于阻尼片为薄壁槽型结构，因而阻尼片具有一定弹性。阻尼片隔离高压涡轮叶片和高压涡轮盘，当高压涡轮叶片发生振动时，阻尼片的阻尼作用可降低高压涡轮叶片的振动幅度。