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涡轮后机匣流场性能实验研究

工程热物理学报 2017年第5期38卷 941-949页

作者：冯亚辉刘火星北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家级重点实验室北京100191

对低压涡轮后机匣进行实验研究。对不同来流马赫数及不同来流气流角下的涡轮后机匣流场参数进行测量,分析其在不同来流条件下的整流及损失情况。研究结果表明:支板叶型为前加载且按最大厚度积叠的涡轮后机匣在设计点及非设计点状态都将... 详细信息

对低压涡轮后机匣进行实验研究。对不同来流马赫数及不同来流气流角下的涡轮后机匣流场参数进行测量,分析其在不同来流条件下的整流及损失情况。研究结果表明:支板叶型为前加载且按最大厚度积叠的涡轮后机匣在设计点及非设计点状态都将气流从偏离轴向偏转到基本接近轴向,且总压损失都较小。来流马赫数的改变对后机匣出口气流角影响不大,但来流马赫数的增加会导致其总压损失增加;而来流气流角改变对其出口气流角及总压损失的影响相对较小,但出口气流角及总压损失沿径向的分布会随来流气流角的改变发生变化。

关键词：涡轮后机匣实验研究流场性能

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尾缘S3面积比梯度对涡轮后机匣的影响

航空动力学报 2020年第2期35卷 422-431页

作者：李姝蕾金东海桂幸民李金玮闫嘉祥宋满祥北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 先进航空发动机协同创新研究中心北京100191 中国航空发动机集团有限公司中国航空发动机研究院北京101304

针对整流叶栅与支板融合设计中难以采用三维叶片造型对二次流进行控制的情况,开展对涡轮后机匣内部整流叶栅尾缘S3面积比梯度的研究。以某1.5级涡轮为例,通过数值模拟的方法,对比三种设计的内部流场和气动性能,验证了降低尾缘S3面积比... 详细信息

针对整流叶栅与支板融合设计中难以采用三维叶片造型对二次流进行控制的情况,开展对涡轮后机匣内部整流叶栅尾缘S3面积比梯度的研究。以某1.5级涡轮为例,通过数值模拟的方法,对比三种设计的内部流场和气动性能,验证了降低尾缘S3面积比梯度控制角区二次流的方法。结果显示:尾缘S3面积比梯度从0.01降低到-0.05时,整流叶栅总压恢复系数从0.979升高到0.991,5%展高处S参数从0.011降低到0.005,吸力面和轮毂端壁处的回流区消失,角区分离得到有效控制;尾缘S3面积比梯度从-0.05降低到-0.10时,吸力面角区流动速度增加,5%展高处S参数不再变化、堵塞程度降低、轴向密流比(AVDR)升高、总压恢复系数升高。

关键词：涡轮数值模拟涡轮后机匣二次流动控制角区分离尾缘S3面积比梯度

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燃气轮机涡轮后机匣温度场及应力分析

热能动力工程 2004年第6期19卷 558-561,655页

作者：王旭王世安张文平潘宏伟哈尔滨工程大学动力与核能工程学院黑龙江哈尔滨150001 海军驻第七○三研究所军代表室黑龙江哈尔滨150036 哈尔滨.第七○三研究所黑龙江哈尔滨150036

对某型燃气轮机涡轮后机匣加强筋发生断裂的事故进行了温度场和热应力的有限元分析计算 ,计算表明 ,涡轮后机匣表面突遇过冷而产生的巨大温度应力是造成加强筋断裂的根本原因。本文还对涡轮后机匣表面安装隔热附件后的情况进行了分析计... 详细信息

对某型燃气轮机涡轮后机匣加强筋发生断裂的事故进行了温度场和热应力的有限元分析计算 ,计算表明 ,涡轮后机匣表面突遇过冷而产生的巨大温度应力是造成加强筋断裂的根本原因。本文还对涡轮后机匣表面安装隔热附件后的情况进行了分析计算 ,计算表明 ,在遇到温度发生突变的不利情况下。

关键词：燃气轮机涡轮后机匣温度场应力

JG4247合金涡轮后机匣铸造工艺设计与优化

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铸造 2023年第7期72卷 884-890页

作者：韩少丽李尚平刘天宇骆合力韩光炜钢铁研究总院高温材料研究所北京100081 北京钢研高纳科技股份有限公司北京100081

针对大型复杂薄壁件JG4247合金涡轮后机匣的铸造,采用ProCAST软件对不同浇注系统条件下机匣的缩松及热裂倾向性进行了对比模拟与分析。结果表明:与顶注式浇注系统相比,底注式浇注系统条件下,利用冒口和浇道可同时实现凝固过程中机匣多... 详细信息

针对大型复杂薄壁件JG4247合金涡轮后机匣的铸造,采用ProCAST软件对不同浇注系统条件下机匣的缩松及热裂倾向性进行了对比模拟与分析。结果表明:与顶注式浇注系统相比,底注式浇注系统条件下,利用冒口和浇道可同时实现凝固过程中机匣多个变截面热节部位的补缩,是一种适合于涡轮后机匣的浇注系统设计。虽然底注条件下机匣热裂倾向性略大于顶注式浇注机匣,但进一步研究表明,机匣热裂倾向性随浇注温度降低或型壳温度升高而降低,其中受型壳温度的影响最为显著。在底注式浇注系统条件下,通过提高型壳温度可大幅度降低机匣热裂倾向性,最终可获得无裂纹、内部无宏观缩松的高冶金质量JG4247合金涡轮后机匣铸件,模拟结果与机匣实际浇注结果相吻合。

关键词： JG4247合金涡轮后机匣浇注系统铸造工艺

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某涡轮后机匣裂纹失效机理分析

航空发动机 2018年第6期44卷 6-10页

作者：高志坤迟庆新卜嘉利中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015

为排除某航空发动机斜支板涡轮后机匣在试车后出现裂纹的故障,进行了裂纹宏观检查、断口宏观和微观形貌分析、材质检查、细晶层成因及其对疲劳特性影响分析,并对裂纹性质进行了判定,分析了产生裂纹故障的原因。结果表明:斜支板涡轮后机... 详细信息

为排除某航空发动机斜支板涡轮后机匣在试车后出现裂纹的故障,进行了裂纹宏观检查、断口宏观和微观形貌分析、材质检查、细晶层成因及其对疲劳特性影响分析,并对裂纹性质进行了判定,分析了产生裂纹故障的原因。结果表明:斜支板涡轮后机匣裂纹为疲劳性质,原始铸造冷隔缺陷、热等静压工艺产生的细小再结晶层、基体晶粒粗大是促使涡轮后机匣过早疲劳开裂的主要原因。为避免该类故障再次发生,建议提高浇注温度以增强浇注液流动性,从而排除冷隔缺陷;防止热等静压时产生表面细小再结晶;添加细化剂使基体晶粒细化。

关键词：涡轮后机匣裂纹疲劳铸造缺陷再结晶故障分析航空发动机

基于中子衍射技术的涡轮后机匣内部残余应力评估

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航空发动机 2022年第3期48卷 116-120页

作者：王宇耿长建由宝财师俊东王刚中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015

针对某航空发动机斜支板涡轮后机匣试车后出现的裂纹故障,利用中子衍射技术对后机匣进行了内部残余应力测试分析。建立了后机匣K4169合金中子应力快速测量方法,实现了应力测量精度≤20 MPa,最短单点测量时间≤5 min,1维空间分辨率≤1 m... 详细信息

针对某航空发动机斜支板涡轮后机匣试车后出现的裂纹故障,利用中子衍射技术对后机匣进行了内部残余应力测试分析。建立了后机匣K4169合金中子应力快速测量方法,实现了应力测量精度≤20 MPa,最短单点测量时间≤5 min,1维空间分辨率≤1 mm。建立了K4169合金部件表层应力梯度的中子测量与解析方法,并限定入射束尺寸。利用近表面处衍射强度与质心的关系对衍射信息进行矫正,实现了具有0.1 mm 1维空间分辨率的应力表征能力。开展了后机匣周向和轴向的残余应力分布研究,结果表明:涡轮后机匣基体存在粗大晶粒组织,后机匣外壳存在平均300 MPa的周向压应力,后机匣斜支板存在400~500 MPa的拉应力。裂纹故障与粗晶/细晶组织之间残余应力分布差异有一定关系。

关键词：涡轮后机匣斜支板残余应力中子衍射无损检测航空发动机

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核心机涡轮后机匣强度和稳定性计算

航空计算技术 1994年第2期24卷 13-18页

作者：蔡一平丁龙兴李宪玄仇国巍龚梦贤航空工业总公司航空计算技术研究所

涡轮后机匣的结构比较复杂，它又承受许多不同状况的外力作用。本文采用ＭＳＣ／ＮＡＳＴＲＡＮ结构分析程序系统对它进行了应力分析和稳定性计算，并用Ｉ－ｄｅａｓ图形软件作后置图形显示。

关键词：核心机涡轮后机匣整流支板

大客发动机涡轮后机匣射线检测工艺及工装试验

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无损检测 2015年第9期37卷 55-58页

作者：庄志强陈琛李玉龙王森姜炜钱月林上海材料研究所上海200437 中航商用航空发动机有限责任公司上海200240

针对某大客发动机涡轮后机匣镍基合金整体精铸、变壁厚、多转角等结构特点,特制了在其射线检测时的专用检测工装,保证了射线检测工艺参数的一致性;通过试验优选了各项射线检测工艺参数;保证了机匣所有高应力区域及转接区域的100%检测;... 详细信息

针对某大客发动机涡轮后机匣镍基合金整体精铸、变壁厚、多转角等结构特点,特制了在其射线检测时的专用检测工装,保证了射线检测工艺参数的一致性;通过试验优选了各项射线检测工艺参数;保证了机匣所有高应力区域及转接区域的100%检测;达到了机匣的质量检测要求,保证了机匣使用的可靠性。

关键词：涡轮后机匣射线检测机匣专用检测工装

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K4169合金涡轮后机匣整体精铸工艺研究

K4169合金涡轮后机匣整体精铸工艺研究