V形气膜孔气膜冷却效率的数值分析研究

采用数值模拟方法研究了不同角度和吹风比条件下V形气膜孔的气膜冷却效率,并与椭圆形气膜孔进行了对比。结果表明:相同吹风比下,3种V形气膜孔的冷却效率都要高于椭圆形气膜孔,角度对V形气膜孔冷却效率有较大影响。计算结果对目前涡轮叶片气膜孔的设计有一定指导意义。

高温合金气膜孔的高速水基磨粒两相流光整研究

随着先进航空发动机对涡轮前燃气温度需求不断提升,气膜孔冷却作为涡轮叶片高效冷却的核心技术,对激光加工气膜孔的粗糙表面进行光整处理对于涡轮叶片的冷却性能和使用寿命具有重要意义,然而现有常见的磨粒流抛光、磨料水射流抛光、磁力抛光、化学抛光等光整方法均存在一定的局限性。研究基于新型高速水基磨粒两相流技术,通过调控磨抛压力、加工时间对激光加工的DD6镍基单晶高温合金叶片圆型气膜孔进行光整探索,采用金相显微镜、扫描电子显微镜、激光共聚焦扫描显微镜等表征手段对比分析磨抛前后气膜孔的端口孔型尺寸、内壁微观形貌及表面粗糙度。结果表明:磨抛压力是影响气膜孔尺寸精度与质量的第一核心因素,磨抛压力过小则磨抛效果不明显,磨抛压力过大则极易诱发微裂纹并向基体内部蔓延而最终导致片状剥离或崩口,使得气膜孔尺寸精度及内壁质量下降。当磨抛压力为6 MPa、磨抛时间为90 min时,气膜孔内壁重熔层已基本完全去除,孔径扩大尺寸为0.024 mm,圆度最佳、倒角最大为0.1 mm,表面粗糙度由原始孔4.85μm显著降低至0.80μm,尺寸精度控制与内壁质量提升均较为理想。

气膜孔堵塞对凹槽叶顶冷却传热性能的影响

采用数值方法,研究了燃气透平叶片气膜孔堵塞条件下凹槽叶顶的冷却传热性能,获得了3种吹风比M=0.5, 1.0, 1.5和不同堵塞比B=0, 0.2, 0.4, 0.6, 0.8条件下的凹槽叶顶的气膜冷却效率和传热系数分布。研究表明:气膜孔堵塞会导致凹槽叶顶气膜冷却性能下降、热负荷升高,堵塞比越大,凹槽叶顶的冷却传热性能越差。气膜孔堵塞显著改变了叶顶区域的流场结构,加剧冷气的抬升效应,导致冷气过早离开凹槽。吹风比是影响堵塞工况下凹槽叶顶冷却传热性能的重要因素,吹风比为1.0、堵塞比为0.8时,凹槽叶顶的面积平均气膜冷却效率相比于未堵塞时下降了64.88%、传热系数上升了13.01%。减小吹风比可以改善小堵塞比工况下的叶顶气膜冷却性能,吹风比为0.5、堵塞比为0.4时,叶顶平均气膜冷却效率仅下降了6.82%,但小吹风比会导致大堵塞比工况下的气膜冷却性能恶化严重,吹风比为0.5、堵塞比为0.8时,平均气膜冷却效率下降了82.09%。增大吹风比,可改善大堵塞比工况下的叶顶气膜冷却性能,吹风比为1.5、堵塞比为0.8条件下叶顶平均气膜冷却效率下降了51.34%、传热系数上升了11.52%。

气膜孔对DD6镍基单晶高温合金高周疲劳强度的影响研究

气膜孔因其特殊的几何构型,在提升涡轮叶片冷却效率的同时,孔边往往存在较为明显的应力集中现象,导致叶片的高周疲劳(High Cycle Fatigue,HCF)失效。因此,本文开展了900℃下振动疲劳试验,以评估圆柱型和簸箕型气膜孔对DD6镍基单晶高温合金高周疲劳强度的影响,并通过扫描电子显微镜(Scanning Electron Microscope,SEM)和能谱仪(Energy Dispersive Spectroscopy,EDS)分析气膜孔模拟件HCF失效机理。研究发现孔边氧化层在交替载荷作用下存在均布开裂现象,形成尖角,最终导致裂纹萌生,并沿着{111}滑移面扩展。通过有限元仿真分析了孔边应力应变分布,结合临界距离理论,建立了气膜孔高周疲劳强度评估方法和基于疲劳缺口系数经验公式的气膜孔高周疲劳强度预测方法。结果表明:簸箕型气膜孔的高周疲劳强度为298.03 MPa,圆柱型气膜孔高周疲劳强度为321.35 MPa;气膜孔高周疲劳强度预测误差在10%以内。所建立的含异型气膜孔的DD6单晶高温合金高周疲劳强度评估、预测方法可为航空发动机涡轮叶片膜冷却结构疲劳性能的设计和评估提供技术支持。

基于光纤复合测量技术的涡轮叶片气膜孔检测

为了解决航空发动机涡轮叶片气膜孔几何特征参数有效检测手段缺乏、测量结果一致性差的问题,设计并搭建了基于光纤复合测量技术的涡轮叶片气膜孔检测系统,提出了利用该系统对涡轮叶片气膜孔进行测量的方法,通过试验进行了方法验证。搭建的系统为多传感器测量系统,具备叶片接触与非接触测量、空间姿态定位及3D投影能力,实现了涡轮叶片全范围气模孔的测量。在试验中,选取高压涡轮叶片作为被测物体,应用该测量系统对叶片上的气膜孔进行了测量,计算得到了气膜孔直径、轴线角度及位置度的准确信息。结果表明:通过测量不确定度的分析评定可知,该系统对气膜孔直径、位置度的测量不确定度均小于0.01 mm,完全满足设计公差对测量仪器的精度要求,可以用于涡轮叶片气膜孔工程化测量。

凹坑对并排气膜孔冷却性能的影响研究

为提高燃气轮机热端部件的冷却性能,探索了一种并排气膜孔和波浪形凹坑的组合冷却结构,添加椭圆形凹坑考虑凹坑形状变化的影响。利用压力敏感漆(PSP)技术实验测量了组合结构的冷却性能,结合数值模拟分析了流场结构。在吹风比0.5~2.0内,PSP实验结果显示,并排气膜孔结构产生的气膜冷却效果优于单圆孔结构,布置波浪形凹坑可以显著改善气膜孔下游的流场结构。经过计算,在吹风比为1.0时,波浪形并排凹坑孔对比单圆孔面平均冷却效率提高147.8%,对比椭圆形并排凹坑孔提高46.7%。在四个吹风比下,波浪形并排凹坑孔产生了最佳的气膜冷却效果。

气膜孔通盲状态的视觉检测方法研究

在航空发动机中,气膜孔是决定涡轮叶片服役性能的关键几何特征之一,为实现其通盲状态的高效、准确检测,基于机器视觉与多轴运动控制原理研制了一套非接触式气膜孔五轴视觉检测平台,通过采集被测气膜孔的对焦图像序列并应用景深合成技术获取其全清晰图像,根据通孔和盲孔在光源照明下因底部漫反射状态不同而产生的孔内部区域的成像效果差异,再通过计算全清晰图像上孔内部圆形子区域内像素的平均灰度值,将其作为判据与所设定的阈值进行比对,从而完成被测气膜孔通盲状态的识别和判定。选取某型高压涡轮叶片试验件进行检测实验,验证了本文所提出检测方法的可行性和有效性。

气膜孔电加工智能产线控制系统研究

针对航空发动机叶片气膜孔电加工领域生产线自动化程度不高、生产效率较低的问题,对电加工智能产线控制系统展开研究。基于叶片电加工的工艺特点,设计智能生产线的工艺流程及产线布局;根据所需功能要求设计产线控制系统总体结构,并对控制原理及具体实现进行研究,包括控制系统具体的产线控制流程及内部控制机制,用以保证产线的稳定运行。在模拟环境下对系统进行验证,研究结果表明:系统运行正常,能够实现叶片的自动化加工。

汇专超声绿色机床在高温合金叶片气膜孔加工的创新应用

在航空航天领域,随着高温合金和钛合金等难切削金属材料的应用大幅增加,传统的加工方式已无法满足用户的加工要求。国内一家知名的航空发动机制造企业为解决高温合金叶片气膜孔的加工难题,找到了汇专科技集团股份有限公司(以下简称:汇专)。

加工偏差对簸箕形气膜孔冷却效果的影响

采用数值模拟方法研究了目前簸箕形气膜孔实际生产过程中存在的2种典型加工偏差对气膜冷却效果的影响,并和传统椭圆形气膜孔及理论簸箕形气膜孔进行了对比分析。结果表明:相同孔径及冷气流量下,簸箕形气膜孔的冷却效果高于椭圆形气膜孔,加工偏差会造成簸箕形气膜孔冷却效果较大程度下降。计算结果对涡轮冷却叶片实际气膜孔加工及叶片验收有一定的指导意义。

航空发动机叶片气膜孔加工方法及其演变分析

系统分析了航空发动机叶片气膜孔加工的主要方法及其特点,分析了纳秒激光加工和电火花加工不可避免产生再铸层和微裂纹的原因与机理,以及再铸层和微裂纹对叶片疲劳性能的影响。介绍了飞秒激光及其加工特性,对比分析了飞秒激光加工各向同性等轴晶材料及定向高温合金和单晶高温合金的效果及其原因,指出充分研究飞秒激光对定向高温合金和单晶高温合金的损伤机理才能有效加工航空发动机叶片气膜孔。

气膜孔形状对排孔下游冷却效率的影响

实验研究了气膜孔几何形状及吹风比对孔排下游的局部冷却效率的影响。所用孔形是簸箕形孔、圆锥形孔及圆柱形孔 ,实验的参数范围为二次流孔径雷诺数 Re=1 0 0 0 0～ 2 5 0 0 0 ,二次流吹风比 M=0 .3～ 2 .0 ,在上述范围选取了 2 6个工况分别对 3种孔形进行了实验。结果表明 :圆锥形孔、簸箕形孔及圆柱形孔的最佳吹风比分别为 1 .0 ,0 .7及 0 .5。当吹风比大于 0 .7时 。

气膜孔分布对DD6单晶高温合金高周疲劳断裂行为的影响

利用带不同电液束加工气膜孔分布的DD6单晶气冷叶片模拟试样,研究其在常温下的高周疲劳性能,并对试样断口及断口侧面形貌进行宏观与微观观察。结果表明:在相同的实验条件下,气膜孔的存在对试样高周疲劳寿命的影响较大,无孔试样的平均寿命约为带3排孔试样的4倍,但是气膜孔布局对疲劳寿命的影响相对较小。通过断口宏观与微观观察发现,无孔试样呈线源特征,而1~3排孔试样裂纹均从气膜孔附近起源,呈多源特征。根据断口和晶体学理论推测,对于无孔、1排孔和多排孔试样的中间部位,裂纹沿{001}滑移面扩展;而对于多排孔试样的上下2排孔孔周的裂纹沿{111}滑移面扩展。采用有限元方法分析4种不同试样孔边应力场的分布规律,数值模拟分析结果与试样的断裂位置及形貌吻合。

气膜孔分布对DD6单晶高温合金持久性能及断裂行为的影响

研究在980℃/300MPa条件下不同气膜孔分布对DD6单晶气冷叶片模拟试样持久性能及断裂行为的影响。结果表明:在相同的温度和应力条件下,气膜孔的分布是影响模拟试样持久寿命的主要因素;随着气膜孔排数的增加,持久寿命呈规律性下降,而带1排孔、2排孔试样的持久寿命与不带孔的持久寿命略长。通过断口微观和金相组织观察发现,不带孔试样的断裂方式为微孔聚集型断裂,断口上分布着大量方形小平面特征,断口附近纵剖面上可见明显的心部裂纹;而带气膜孔试样的持久变形主要出现在气膜孔区域,断口整体氧化较严重,方形小平面特征减少,韧窝特征明显增加,断口附近纵剖面上气膜孔处均可见裂纹及氧化形貌。基于晶体塑性理论分析了不同孔分布下孔边应力的分布规律,模拟结果显示在气膜孔周边存在应力集中和应力重分布,数值模拟分析结果与试样的断裂位置及形貌吻合。

涡轮工作叶片型面气膜孔流量系数的实验研究

对涡轮工作叶片表面不同位置气膜孔的流量系数进行了系统的测量,在不同吹风比和雷诺数下测得了流量系数值,并分析了各种因素对流量系数的影响程度。结果表明在不同位置气膜孔流量系数分布规律有较大区别,孔排位置一定时,流量系数主要由吹风比决定。该实验结果对涡轮工作叶片表面气膜冷却的设计研究有重要意义。

带60°肋U型通道中气膜孔对通道换热特性的影响

以航空发动机涡轮叶片中段内部冷却通道为研究对象,将其简化为带肋变截面U型通道。对通道内有气膜出流时的换热特性进行了实验研究。实验模型中,矩形肋对称布置在上下2个表面,气膜孔仅布置在第2通道内。文中定义了气膜开孔率的概念,采用单元分析法研究了气膜开孔率和出流比对通道内单元努塞数分布和第2通道压力分布的影响。实验结果表明,气膜出流比一定时,随着开孔率的增加,换热增强;在两肋之间的3个气膜孔中,肋后孔对通道换热影响最大;气膜出流比与通道努塞数的关系为二次曲线。

气膜孔几何位置对旋流冷却流动与传热特性的影响

为了研究气膜孔几何位置对旋流冷却特性的影响,建立了带有气膜孔的旋流腔冷却结构,利用流体动力学软件ANSYS CFX对比分析了有无气膜孔情况下旋流冷却性能的差异,并研究了气膜孔轴宽比和周向角度对旋流冷却流动和换热特性的影响。研究结果表明:气膜孔对旋流腔靶面旋流冷气运动产生强烈扰动,使气膜孔上游冷气流速增加,下游冷气流速降低;气膜孔使主流流线向斜下方偏转,增强了整体换热强度且整体压力分布趋于均匀;轴宽比从0.3增加到0.7,气膜孔对整体流动和传热影响不大,轴宽比增加到0.9,主流小旋涡消失且靶面Nu分布更均匀;周向角度小于0°时,随着周向角度的增加,气膜孔上游高速区增大,周向角度超过0°后,高速区随周向角度增长不明显;随着周向角度增加,周向平均压力系数增加,气膜孔附近高Nu区扩大,靶面高Nu区分布更均匀。

吹风比对涡轮动叶型面气膜孔流量系数的影响

对涡轮工作叶片表面不同位置气膜孔的流量系数进行了系统的测量 ,在不同吹风比和雷诺数下测得了流量系数值 ,并分析了各种因素对流量系数的影响程度。结果表明 ,在不同位置气膜孔流量系数分布规律有较大区别 ,孔排位置一定时 ,流量系数主要由吹风比决定。

气膜孔形状对冷却效率影响的数值研究

采用控制容积法对三维定常不可压缩雷诺时均紊流方程(N-S方程)进行了离散,并在吹风比M为0.6和1.2的情况下,利用非结构化网格及两层k-ε湍流模型,对气膜孔几何形状对涡轮叶片气膜冷却效率的影响进行了数值模拟,得到气膜孔附近的流场分布.结果表明:圆柱形孔的冷却效率随吹风比的增大而明显降低.前向扩张孔的冷却效率优于圆柱形孔,射流在叶高方向上扩展较广,在侧向孔间区域的气膜冷却效率较高.缩放槽缝孔在不同吹风比下的冷却效率均高于圆柱形孔和前向扩张孔,而且在孔下游较远区域,2个孔之间沿叶高方向的气膜覆盖性较好.缩放槽缝孔和前向扩张孔不同程度地抑制了反向涡旋对的产生,因而提高了射流对壁面的贴附性,增强了壁面的冷却效果.

带肋和气膜孔内冷通道换热机理研究

采用SST k-ω紊流模型,求解三维N-S方程,对带90°肋和气膜孔的矩形通道在入口雷诺数为5×104,气膜孔总出流比为0.22、0.14、0.09和0时进行了换热特性的数值模拟。分析了扰流肋和气膜孔出流使换热增强的机理。结果表明,带肋和气膜孔的通道流场非常复杂,肋和气膜孔出流都会使换热增强。单独带气膜孔的通道,气膜孔出流对上游边界层有抽吸作用,使边界层变薄,导致气膜孔上游区域换热增强;抽吸同时使上游流体发生向下的弯转,冲击气膜孔下游表面,导致气膜孔下游区域换热增强;单独带肋的通道,肋的扰流使换热显著增强;同时带肋和气膜孔的通道,肋是换热强化的主要因素,气膜孔的出流对换热影响较小。