检索结果-内蒙古大学图书馆

航空发动机 2025年第1期51卷 165-170页

作者：刘明坤李艳明王威迟庆新魏晓佟文伟中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015

为了给高压涡轮导向叶片寿命损伤评价提供技术支撑,对开裂的IC10合金定向凝固高压涡轮导向叶片开展了叶片宏观检查、断口分析、微观组织检查、化学成分分析、组织热模拟试验及超温力学性能测试等相关工作,确定了裂纹的性质和产生机理。... 详细信息

为了给高压涡轮导向叶片寿命损伤评价提供技术支撑,对开裂的IC10合金定向凝固高压涡轮导向叶片开展了叶片宏观检查、断口分析、微观组织检查、化学成分分析、组织热模拟试验及超温力学性能测试等相关工作,确定了裂纹的性质和产生机理。结果表明:叶片裂纹性质是以热应力为主的疲劳裂纹,裂纹起源于叶盆侧内腔靠近气膜孔和加强筋的表面。高低温变化的工作环境及叶片自身不均匀的温度分布,使叶片受到周期性热应力作用。此外,通过组织热模拟试验反推裂纹部位实际工作温度达到了1175~1200℃,超过了IC10合金的长期许用温度1100℃,合金中γ'相退化,降低了叶片的高温强度。在超温条件下的拉伸试验结果进一步表明,随温度的升高,IC10合金的拉伸强度明显降低,合金在超温状态下的抗力不足。热应力和微观组织退化的共同作用导致了疲劳裂纹的萌生和扩展。

关键词：涡轮导向叶片疲劳裂纹热应力 γ’相失效分析超温 IC10合金航空发动机

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涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究

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推进技术 2019年第7期40卷 1568-1576页

作者：王培枭郭昊雁李杰杨卫华南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 北京动力机械研究所北京100074

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20... 详细信息

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10^5,1.1×10^5,1.2×10^5,1.3×10^5和1.4×10^5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。

关键词：综合冷却效率涡轮导向叶片流量比温比雷诺数湍流度

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涡轮导向叶片热疲劳分析

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航空动力学报 2003年第2期18卷 186-190页

作者：钱惠华李海程滔张锦北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083

某型涡扇发动机在进行地面性能试验时,高压涡轮导向叶片多台次出现了严重裂纹故障。本文以其失效分析为背景,推导出导向叶片瞬态温度场的计算方法,并对该导向叶片进行了瞬态温度场数值分析,进而得出导向叶片的瞬态热应力分布与热疲劳寿... 详细信息

某型涡扇发动机在进行地面性能试验时,高压涡轮导向叶片多台次出现了严重裂纹故障。本文以其失效分析为背景,推导出导向叶片瞬态温度场的计算方法,并对该导向叶片进行了瞬态温度场数值分析,进而得出导向叶片的瞬态热应力分布与热疲劳寿命的计算结果。同时对此故障产生的原因进行进一步的分析。分析的结果与该机地面性能试验数据基本吻合,因此,此分析过程可作为热疲劳寿命计算的借鉴。

关键词：涡扇发动机涡轮导向叶片瞬态温度场热疲劳寿命

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涡轮导向叶片的失效分析

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材料工程 1995年第2期23卷 45-47,11页

作者：周卓华朱蓓蒂华中理工大学

使用光学、电子等微观手段及宏观力学分析方法证明，由不均匀的温度分布所引起的热应力、燃气中的腐蚀性介质及铸态组织中的枝晶是引起涡轮叶片开裂的主要原因。本文还对提高其使用寿命的方式进行了探讨。

关键词：涡轮导向叶片热疲劳失效分析航空发动机

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涡轮导向叶片热冲击数值模拟研究

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推进技术 2016年第10期37卷 1938-1945页

作者：关鹏艾延廷王志王腾飞沈阳航空航天大学辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室辽宁沈阳110136

研究热冲击作用下涡轮导向叶片的热应力及振动模态,旨在从热-结构影响角度揭示静子叶片损伤机理,对其热疲劳寿命分析及抗热疲劳设计具有重要意义。基于瞬态热/流耦合理论,采用有限元/边界元方法,实现某型航空发动机涡轮导向叶片在热冲... 详细信息

研究热冲击作用下涡轮导向叶片的热应力及振动模态,旨在从热-结构影响角度揭示静子叶片损伤机理,对其热疲劳寿命分析及抗热疲劳设计具有重要意义。基于瞬态热/流耦合理论,采用有限元/边界元方法,实现某型航空发动机涡轮导向叶片在热冲击作用下的温度场计算,在此基础上求解出叶片的热应力及振动模态。研究表明,采用瞬态流/热耦合可以有效预测叶片的温度分布,其结果与试验误差为6%;依据计算所得热应力及模态振型,可以推断出叶片出现热损伤的位置,且与实验结果吻合较好;根据数值模拟结果,固有频率随温度的升高而下降,前六阶频率平均下降24.7%。

关键词：涡轮导向叶片瞬态流/热耦合热应力场模态分析

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飞机APU涡轮导向叶片高温防护涂层失效模式分析

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稀有金属材料与工程 2023年第2期52卷 470-477页

作者：王璐璐刘延宽费宇杰王源生战金滢王志平沈阳工业大学辽宁沈阳110870 中国南方航空公司辽宁沈阳110169 中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室天津300300

利用扫描电镜(SEM)、能谱分析仪(EDS)等分析了国内某型在役APU涡轮导向叶片的结构特征与热防护机理,研究了叶片失效件中高温防护涂层的厚度变化与失效模式。结果表明:飞机APU导向叶片中存在渗铝涂层+MCrAlY涂层与单一渗铝涂层2种不同的... 详细信息

利用扫描电镜(SEM)、能谱分析仪(EDS)等分析了国内某型在役APU涡轮导向叶片的结构特征与热防护机理,研究了叶片失效件中高温防护涂层的厚度变化与失效模式。结果表明:飞机APU导向叶片中存在渗铝涂层+MCrAlY涂层与单一渗铝涂层2种不同的涂层结构;APU导向叶片失效件的MCrAlY涂层厚度从叶片尾缘—叶盆—前缘区域呈先增大后减小的趋势;受叶片构型影响,叶片尾缘区域涂层的氧化程度较严重,而叶盆区域越靠近前缘的位置涂层氧化损伤程度越低,但叶片前缘区域由于受CMAS腐蚀与高温氧化的耦合作用使得该区域涂层损伤最为严重。

关键词：涡轮导向叶片高温防护涂层 MCrAlY 高温氧化 CMAS腐蚀

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等离子涂层涡轮导向叶片热疲劳寿命预测研究

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航空动力学报 2008年第1期23卷 1-8页

作者：魏洪亮杨晓光齐红宇北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083

针对等离子涂层涡轮导向叶片材料的变形特点,引入了粘塑性本构模型.进行了涂层高温氧化实验、带涂层构件热疲劳实验及有限元模拟研究.基于研究结果,建立了可以体现氧化损伤与热疲劳损伤耦合效应的寿命预测模型.计算分析了带涂层涡轮导... 详细信息

针对等离子涂层涡轮导向叶片材料的变形特点,引入了粘塑性本构模型.进行了涂层高温氧化实验、带涂层构件热疲劳实验及有限元模拟研究.基于研究结果,建立了可以体现氧化损伤与热疲劳损伤耦合效应的寿命预测模型.计算分析了带涂层涡轮导向叶片的稳态温度场、涂层隔热效果和基于宏观尺度的应力应变场,研究了宏、细观有限元计算结果间的转换关系,提出了等效系数的方法,对涡轮导向叶片表面涂层的热疲劳寿命进行了预测.寿命预测结果合理,方法可行.

关键词：航空航天推进系统等离子热障涂层涡轮导向叶片粘塑性本构方程热疲劳寿命预测

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服役环境对涡轮导向叶片热障涂层失效模式的影响

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表面技术 2023年第4期52卷 261-271页

作者：韩志勇张涛郭万森王者丁坤英中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室天津300300

目的基于服役环境下热障涂层失效行为的复杂性,分析服役环境对涡轮导向叶片热障涂层的影响,并总结涡轮导向叶片热障涂层的失效模式。方法针对服役环境下某型民用航空发动机涡轮导向叶片,使用UG软件建模,并且采用FLUENT软件对其进行三... 详细信息

目的基于服役环境下热障涂层失效行为的复杂性,分析服役环境对涡轮导向叶片热障涂层的影响,并总结涡轮导向叶片热障涂层的失效模式。方法针对服役环境下某型民用航空发动机涡轮导向叶片,使用UG软件建模,并且采用FLUENT软件对其进行三维共轭传热计算,结合热障涂层宏微观形貌、钙镁铝硅酸盐(CMAS)侵蚀行为、热生长氧化物(TGO)的生长情况,以及孔隙率和硬度的变化,通过引入涂层损伤系数,建立一种新的热障涂层区域失效评估模式,综合分析服役环境对涡轮导向叶片热障涂层区域化失效模式的影响。结果在经历了8500h服役后,涡轮导向叶片表面热障涂层的失效模式因服役环境的局部差异而不同。叶片前缘区域最高温度达到1 501.69 K,发生了严重的低熔点氧化物侵蚀,导致陶瓷层的孔隙率降至11.909%,TGO等效厚度生长至1.870μm。后缘区域的最低温度为980.46 K,未见CMAS侵蚀,陶瓷层的孔隙率降至13.701%,TGO等效厚度生长至2.676μm。叶盆、叶背表面平均温度分别为1363.47K和1 264.14 K,发生了轻度低熔点氧化物侵蚀,陶瓷层的孔隙率分别降至12.176%和13.371%,TGO等效厚度生长至6.959μm和3.742μm。结论叶片前缘涂层烧结损伤系数为1.021 2,TGO损伤系数为0.269 1,主要失效模式为陶瓷层烧结。叶片后缘涂层烧结损伤系数为0.599 8,TGO损伤系数为0.385 0,失效模式为以烧结为主、TGO增厚为辅的联合失效,叶盆、叶背涂层烧结损伤系数分别为0.958 6和0.677 4,TGO损伤系数分别为1.001 6和0.538 4,主要失效模式均为烧结与TGO增厚并行的联合失效。

关键词：涡轮导向叶片热障涂层区域化温度场失效模式

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某涡轮导向叶片换热实验与计算

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航空动力学报 2014年第3期29卷 526-531页

作者：骆剑霞朱惠人张宗卫西北工业大学动力与能源学院西安710072

针对某涡轮导向叶片,实验测量了光滑叶片表面的压力系数和速比系数,并使用瞬态液晶测量技术获得了叶片全表面传热系数分布.分别使用shear stress transport(SST),k-ω,k-ε和renormalization group(RNG)k-ε四种湍流模型模拟了相同结构... 详细信息

针对某涡轮导向叶片,实验测量了光滑叶片表面的压力系数和速比系数,并使用瞬态液晶测量技术获得了叶片全表面传热系数分布.分别使用shear stress transport(SST),k-ω,k-ε和renormalization group(RNG)k-ε四种湍流模型模拟了相同结构尺寸的叶栅通道内的流动与换热,并与实验结果进行对比.结果表明:压力面压力系数沿弧长方向逐渐下降,吸力面上压力系数先快速下降达到最小值后缓慢上升(出现逆压梯度).叶栅通道和叶片表面附近气流流动结构的复杂性导致叶片表面传热系数分布较为复杂.4种湍流模型对压力系数和速比系数的计算结果相互差别不大,计算数据也比较接近实验值.关于叶片表面传热系数,SST模型计算结果分布规律与实验接近,而其他3种湍流模型都没有能模拟出吸力面边界层分离对换热的影响.

关键词：涡轮导向叶片压力系数速比系数表面传热系数湍流模型

来源：评论

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主流湍流度对涡轮导向叶片气膜冷却特性影响的实验

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航空动力学报 2014年第6期29卷 1279-1286页

作者：周志翔刘存良张宗卫朱惠人贺宜红中国航空工业集团公司中国航空动力机械研究所湖南株洲412002 西北工业大学动力与能源学院西安710072

采用基于窄带热色液晶的瞬态全表面传热测量技术,研究了主流湍流度对涡轮导向叶片吸力面圆柱形孔排气膜冷却特性的影响规律.结果表明:在实验工况范围内,主流湍流度从0.59%提高至6.85%,可以在气膜出流的上游区域促进气膜贴向壁面并扩大... 详细信息

采用基于窄带热色液晶的瞬态全表面传热测量技术,研究了主流湍流度对涡轮导向叶片吸力面圆柱形孔排气膜冷却特性的影响规律.结果表明:在实验工况范围内,主流湍流度从0.59%提高至6.85%,可以在气膜出流的上游区域促进气膜贴向壁面并扩大展向覆盖面积,从而改善气膜覆盖效果,但是在主流湍流度较大的工况下,气膜覆盖效果迅速变差;在气膜出流的下游区域,主流湍流度的提高使得气膜冷却效率逐渐降低;主流湍流度的增大,增强了无气膜冷却光滑叶片表面的对流换热;在气膜冷却条件下,气膜出流对叶片表面对流换热的增强效果随着主流湍流度的增大呈现出明显的区域性特点:表面传热系数比在上游区域是先增强后减弱;中游区域是逐渐减弱;下游区域则是逐渐增强.

关键词：气膜冷却涡轮导向叶片主流湍流度冷却效率表面传热系数

来源：评论

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