发动机地面起动时涡轮叶尖间隙动态变化规律

基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,本文分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型,同时基于某型发动机试车数据计算了涡轮叶尖间隙,研究了发动机地面起动时涡轮叶尖间隙动态变化规律。结果表明:地面起动时涡轮叶尖间隙呈减小趋势,机匣形变量上升速率最大,叶片变化量对叶尖间隙变化影响最小,可为发动机地面起动时涡轮叶尖间隙控制策略的设计提供参考。     

航空发动机热态下不均匀叶尖间隙的热固耦合分析

涡轮叶尖间隙对发动机性能有很大影响。孔探图像显示高压涡轮叶片前缘与机匣衬套之间摩擦严重,且发动机排气温度裕度持续偏低。为了精确获得航空发动机在工作环境最恶劣工况下的叶尖间隙值,对涡轮盘与叶片进行热固耦合有限元分析。采用SolidWorks 2014建立高压涡轮盘与高压涡轮叶片模型,借助ANSYS Workbench获取工作状态下涡轮盘与叶片的温度场分布与结构变形量,得到高压涡轮叶尖前缘与后缘的实际间隙值,为改进高压涡轮单元体维修方案,提高发动机性能提供合理建议。     

转子对高压涡轮叶尖间隙变化规律的影响

基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,初步分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型。在此基础上,分别仿真计算转速变化和发动机起动过程瞬态温度下转子的径向变化,讨论了转子在飞行器机动飞行情况下的振动幅值对叶尖间隙的影响。结果表明,转子振动幅值和径向位移对叶尖间隙变化有重要作用。     

某型高压压气机12级转子叶尖间隙理论分析与数值模拟

以某型发动机轴流高压压气机为对象,研究该压气机第12级转子与机匣在运行过程中受温度、气动和离心载荷综合作用下的径向变形。先通过改进预测涡轮叶尖间隙的理论简化模型,来预测该压气机在各工况下叶尖间隙变化规律;再通过三维建模,运用有限元软件ANSYS对压气机各工况进行流-固-热耦合瞬态分析模拟,得到叶尖间隙变化规律,提取间隙变化最大时的各部件径向变形并沿轴向展开。结果表明:两种方法获取的间隙变化规律趋于一致,但理论分析能较快获取规律,而数值模拟结果更加精确,并可以确定叶片顶端最易刮伤的结构位置。研究结果对快速预测叶尖间隙,确定装配间隙和机匣涂层的分布有着重要的参考价值。     

涡轮叶尖间隙损失模型的分析研究

这里基于CFD数值计算的结果,对5种工程上常用的涡轮叶尖间隙流动损失模型进行了全面的分析比较。数值结果表明,由于在建立模型时使用的实验数据的局限性,使得现有不同涡轮叶尖间隙损失模型之间的计算结果具有相当大的差异。对三种不同负荷大小的涡轮叶片预测结果及与CFD数值计算的结果对比说明,对于轻负荷涡轮叶片,目前所有损失模型预测结果是偏大的,而对于高负荷不考虑旋转因素的涡轮叶片,所有损失模型预测结果是偏小的,但对于考虑旋转因素的高负荷涡轮叶片,Ainley-Mathieson损失模型和Yaras损失模型的预测结果与数值计算结果比较接近。     

某发动机转静子刮磨故障分析

涡轮叶片的叶尖间隙对部件的效率有很大影响,间隙大则效率低,间隙小则叶片叶尖与外环容易产生刮磨。刮磨不仅会加剧转子的振动,还会影响发动机的安全运行,所以必须合理控制叶尖间隙。某型发动机在前期的发动机调试过程中,涡轮工作叶片叶尖与涡轮外环存在较为严重的刮磨,通过分析和调整叶尖间隙,顺利解决了叶尖刮磨,为某型发动机的性能达标做出了贡献。     

基于飞行数据的高压涡轮叶片蠕变寿命评估

针对民用航空发动机的特点,提出一种基于机载飞行数据的民用航空发动机高压涡轮叶片蠕变寿命评估方法。从机载飞行数据中提取发动机的实际使用载荷谱,通过有限元仿真得到高压涡轮叶片的应力和温度载荷谱,借助寿命评估模型计算一个飞行循环对高压涡轮叶片造成的累计损伤量,进而得到该发动机高压涡轮叶片的蠕变寿命。该方法对民航发动机的寿命预测、避免因高压涡轮叶片提前到寿而影响飞行安全和维修方案的制定具有重要意义。     

基于激光自混合原理的涡轮叶片转速与叶尖间隙动态同步测量方法

针对在高温等恶劣环境下,航空发动机高转速下涡轮叶尖间隙测量稳定性差、易受干扰、精准度低等问题,提出一种基 于激光自混合原理的涡轮叶片转速与叶尖间隙动态同步测量方法。 首先,提出基于三镜 F-P 腔模型的自混合干涉模型,并以此 为基础构建测速和测距的数学模型;其次着重研究了涡轮叶片转动下动态自混合干涉信号的处理,将采集到的信号依次经过带 通滤波以及小波降噪处理,再用 FFT 进行处理得到频率,由此求得叶尖间隙值;之后分别进行静态和动态激光自混合干涉测距 实验进行验证;最后探讨影响动态测量的误差源,并对测量系统以及算法进行优化补偿。 实验结果证明,该方法可以有效地提 高涡轮叶片转速与叶尖间隙的同步测量的稳定性及精度,测速相对误差为 1% ,叶尖间隙测量误差为 23 μm。     

转子裂纹对叶尖间隙动态变化规律的影响

为指导叶尖间隙的动态测量和主动控制,建立了航空发动起涡轮转子缩减模型,在考虑转子部件所受热应力、离心力基础上,重点考虑了不同深度的裂纹发生在叶片和转子盘不同位置时对叶尖间隙的影响。结果表明:叶尖间隙变化范围随裂纹深度变大而变大;保持裂纹深度与叶片宽度比为0.5,分别取裂纹距离叶尖0.005,0.025和0.04m时,叶尖间隙变化范围较正常工况下最大偏移量分别为0.11,0.38和0.9mm;裂纹位于叶根时叶尖间隙的变化范围较均匀应力作用下叶尖间隙变化范围明显增大,且在发动机加、减速过程中的叶尖轨迹呈现明显不对称现象。     

航空发动机高涡叶尖外撑测量工艺设计与分析

为解决航空发动机高压涡轮转子叶尖外径测量时存在装配间隙、外表易磕碰、难以固定等问题,提出一种将相邻左右叶片的叶尖作为支反力作用点,对待测叶片进行径向外撑消隙的新型工艺方案。设计高涡叶片外撑测量装置,在高压涡轮不拆分后挡板的状态下,对转子叶片进行径向外撑和固定。进行高涡叶尖外径测量试验,对测量系统进行精确度分析,测量精度可达到0.04 mm,满足现有测量要求,为今后研制航空发动机高精密高涡叶尖外径测量仪器奠定重要基础。     

基于频谱的篦齿轴向窜动与叶尖间隙测量方法

航空发动机低压涡轮带冠叶片篦齿和机匣之间的叶尖间隙参数以及篦齿轴向窜动参数的在线高精度测量是保证涡轮 发动机安全运作和气动效率的关键。 传统的电容式叶尖间隙测量系统对噪声敏感度大,且不能对篦齿的轴向窜动参数同时进 行测量。 因此研制了一种“人”字形电容传感器,提出了一种基于频谱的篦齿叶尖间隙参数和轴向窜动参数的提取方法。 建立 了“人”字形电容传感器测量模型。 仿真分析了测量信号的幅度谱特征并提出了一种最优谱线选择方法。 提出了基于转速和 信号特征频率估计的自适应频域滤波,信号整周期等角度采样,幅度谱估计以及二元多项式曲面拟合相融合的信号处理方法, 实现了叶尖间隙参数和轴向窜动参数的动态测量。 在实验室环境下搭建了篦齿叶尖间隙参数和轴向窜动参数测试实验平台, 完成了标定和测量实验。 实验结果显示,篦齿盘工作在 1 900 r/ min 以下时,测量系统在 0. 5 ~ 1. 5 mm 叶尖间隙及±1 mm 轴向 窜动范围内,叶尖间隙测量精度达 18 μm,轴向窜动测量精度达 30 μm。     

涡轮叶片三维叶尖间隙光纤检测系统

航空发动机涡轮叶片叶尖间隙呈三维变化特点,传统光纤式叶尖间隙检测系统的测量结果受维间耦合影响精度差,信息源单一。本文利用一种沿直角等腰三角排布的三路双圈同轴式光纤传感基元组成的传感探头,通过BP神经网络解耦方法,实现了从传感器输出到叶尖端面径向间隙、轴向倾角和周向倾角三维参量的解耦。设计加工三维测量光纤传感器和后续调理电路并对检测系统进行了静、动态实验验证。实验结果表明:该系统径向间隙静态测量的最大误差为47μm,标准差为10μm,轴向和周向倾角的静态测量最大误差分别为0.49°和2.32°,标准差分别为0.13°和0.36°。系统具有良好的重复性和可靠性,径向间隙的动态测量标准差小于18μm,轴向和周向倾角的动态测量标准差小0.2°和0.5°,能够满足航空发动机涡轮叶片叶尖间隙三维参量快速实时检测的需求。     

双圈同轴光纤束传感器三维空间输出特性研究

针对航空发动机的实际故障特点,首先,分析了对航空发动机涡轮叶片三维叶尖间隙、包括叶尖表面径向间隙、轴向与周向倾角三维参数的变化信息进行光纤传感检测的需求;然后,针对拟采用的光纤传感器形式——双圈同轴光纤束传感器在反射面相对传感器端面存在径向间隙、空间倾角的情况下建立了三维空间输出调制函数模型,设计了接收光纤虚像端面与入射光斑的交叠面积补偿算法以及接收光纤虚像端面的平均光强修正算法;其次,对建立的传感器输出特性数学模型在反射面平行、仅存在轴向倾角、轴向周向均存在倾角这3种情况下分别进行了仿真计算,并与相同探头参数下的实验结果进行了对比分析;最后,对不同光纤传感器参数下的输出特性进行了仿真。结果表明,新建立的双圈同轴光纤束传感器三维空间输出特性数学模型不仅从理论角度还原出了传感器在反射面三维空间参数变化下的输出特性,还能指导不同三维空间位移测量应用下的光纤传感探头设计工作。     

导叶间隙对变几何高压涡轮气动性能的影响

对燃气轮机的流量进行调节是保证燃气轮机各工况下均具有良好性能的一项重要措施,而变几何涡轮是实现流量调节的关键技术。采用CFD数值模拟的方法,以某真实燃气轮机第一级高压涡轮作为研究对象,采用机械式调节技术,通过改变高压涡轮导叶安装角,使其喉道面积变化,从而达到控制涡轮进口流量的目的。采用全三维流场数值模拟,系统研究了导向器有无叶尖间隙时安装角变化对涡轮气动性能影响规律。研究发现,导叶打开时,流量及效率增加,反之均降低,并且发现导叶间隙对涡轮效率有较大影响。     

基于ERSM涡轮盘径向变形的非线性动态概率分析

为了准确设计高压涡轮盘和叶尖间隙,从概率的角度进行了涡轮盘径向变形的分析。介绍了高精度高效率的非线性动态概率分析的极值响应面方法(Extremum Response Surface Method, ERSM),并建立了其数学模型。考虑材料属性和边界条件的非线性,以及热载荷和离心载荷的动态性,基于ERSM对涡轮盘径向变形进行了非线性动态概率分析,得到了输入输出参数的分布特征和影响涡轮盘径向动态变形的主要因素。最后,通过方法比较,验证了ERSM在保证计算精度的前提下能大大提高计算速度,节约计算时间,改善计算效率。为进行更有效的涡轮盘设计和优化,改善叶尖间隙设计和控制的合理性提供了有效依据。      

螺栓联接参数对静子机匣同心度影响的研究

航空发动机静子机匣的同心度与转静子碰磨及气流泄漏直接相关,严重影响发动机工作效率及可靠性。良好的转静子同心度和转子叶片叶尖间隙分布的合理性是发动机高效、稳定工作的关键。建立了压气机静子机匣有限元三维模型,通过有限元计算来模拟螺栓的数量、位置和预紧力大小对机匣同心度的影响,并基于神经网络和Monte Carlo方法得到了多个螺栓位置和预紧力变化对于同心度影响的直方图。的研究为航空发动机静子机匣及其叶尖间隙设计提供了参考。     

低雷诺数涡轮性能计算研究

以某单级涡轮和某两级涡轮为研究对象,基于发展的子午面流线曲率法计算程序,采用四种含雷诺数效应的损失模型,对涡轮气动热力性能进行了数值模拟计算分析,对比分析了各种损失模型在基本假设、损失机理、损失预测、涡轮性能计算方面的差异.论文特别针对低雷诺数工作条件下航空燃气涡轮的性能进行了数值计算,分析研究了雷诺数变化情况下,涡轮性能变化的规律,比较了不同涡轮损失模型对低雷诺数涡轮性能计算的结果.分析结果表明,由于在基本原理和基本假设等方面的差异,不同损失模型的适用条件不同,预测结果差异也较大,在涡轮设计中应特别予以注意.     

流线隧道式涡轮增压器转子动力学特性分析

为研究流线隧道式涡轮对涡轮增压器转子动力学特性的影响,将某型号车用涡轮增压器叶片式涡轮替换为流线隧道式涡轮,建立了密封流体激振、叶尖间隙激振和隧道涡轮轮缘间隙激振耦合条件下的转子系统模型,计算分析了涡轮材料和轮缘间隙对转子临界转速、稳态响应以及瞬态响应的影响。结果表明,K418高温合金隧道涡轮转子一阶临界转速大幅降低,稳态响应稳定性较好,但瞬态响应振动剧烈、失稳,表明隧道涡轮采用K418高温合金需要调整结构设计;SiC陶瓷隧道涡轮转子一阶临界转速下降、稳态响应振幅增加,但对转子稳定性影响不大,二阶临界转速有微小增加,稳态响应振幅下降,瞬态响应稳定性较佳。     

基于QAR数据的高压涡轮叶片疲劳-蠕变寿命预测

基于发动机运行产生的快速存取记录器(Quick Access Recorder, QAR)数据，提取右发高压涡轮转速比N₂(高压涡轮实际工作转速与设计转速之比)编制涡轮叶片载荷谱。建立流热固耦合模型，结合QAR数据及热力分析确立计算所需热边界条件，采用有限元软件对流热固耦合问题进行求解，得到不同工况下高压涡轮叶片的温度、应力、应变分布。采用Manson-Coffin模型和Larson-Miller模型分别进行叶片疲劳、蠕变寿命的预测，重点分析了叶片有无冷却对于寿命的影响，最后通过线性损伤累积理论得到叶片的疲劳-蠕变寿命。结果表明，叶片考虑内冷问题后疲劳寿命有所提高、蠕变寿命显著提高，预测得到的疲劳-蠕变寿命和实际寿命相近，可用于发动机涡轮叶片剩余寿命的预测及维修计划的制定。     

跨音速涡轮定常与非定常叶尖泄漏流机理分析

针对格拉兹大学单级跨音涡轮流场进行数值模拟并分析其叶尖泄漏涡结构与非定常影响机理。结果表明:泄漏涡于破碎前为类Rankine涡结构,破碎后卷吸入间隙流体,同时受涡核卷吸而围绕其运动的部分间隙流与主流掺混,形成高剪切流区域,形成类Sullivan涡结构的亚临界状态。非定常尾迹含有的流向涡量与叶尖泄漏涡-刮削涡涡对相互作用下,引起叶尖泄漏涡周向位置与尺度发生波动;跨音涡轮中非定常的动、静叶排位势场作用导致激波与波后静压场分别对泄漏涡的位置与尺度产生影响。在动、静叶栅距比为1.5时,尾迹与位势场的非定常作用同样重要,导致泄漏涡损失加大。未来设计高压涡轮需要考虑非定常的相互作用以控制叶尖泄漏损失。