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SiCf/SiC陶瓷基复合材料涡轮导叶热疲劳试验研究与损伤分析
被引量:
3
1
作者
刘鑫
乔逸飞
+1 位作者
董少静
申秀丽
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2020年第4期26-30,共5页
针对2D编织SiCf/SiC陶瓷基复合材料(CMC)低压涡轮导叶开展热疲劳试验研究。基于SiCf/SiC-CMC不导电的特性,通过高频电磁感应加热金属传热结构,再由金属热辐射加热CMC试件的方式建立热疲劳试验系统。开展了最高温度902℃且模拟CMC导叶径...
针对2D编织SiCf/SiC陶瓷基复合材料(CMC)低压涡轮导叶开展热疲劳试验研究。基于SiCf/SiC-CMC不导电的特性,通过高频电磁感应加热金属传热结构,再由金属热辐射加热CMC试件的方式建立热疲劳试验系统。开展了最高温度902℃且模拟CMC导叶径向温差的热疲劳试验。经过1000循环后,叶片质量减小,叶盆及叶背表面粗糙度明显增大,未出现破坏性长裂纹。通过电镜观测发现,叶片表面出现基体脱落形成的凹坑。对试验后的叶片表面及内部材料进行元素分析对比,发现叶片表面基体脱落处的SiC纤维出现了明显的氧化现象。
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关键词
SiCf/SiC陶瓷基复合材料
低压涡轮导叶
热疲劳试验
损伤分析
纤维氧化
航空发动机
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职称材料
大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究
被引量:
2
2
作者
侯朝山
吴虎
+1 位作者
唐晓毅
刘昭威
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第11期1656-1661,共6页
为了提高大涵道比涡扇发动机气动性能,降低其燃油消耗与污染物排放,同时考虑成本与重量因素,针对其高、低压涡轮之间的过渡流道,提出了一体化概念,即新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导叶,使其也能够为下游转子提供合适的...
为了提高大涵道比涡扇发动机气动性能,降低其燃油消耗与污染物排放,同时考虑成本与重量因素,针对其高、低压涡轮之间的过渡流道,提出了一体化概念,即新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导叶,使其也能够为下游转子提供合适的进气条件。对一算例开展了设计工作,并通过数值模拟进行了流场分析,结果表明带一体化支板涡轮过渡流道与原型涡轮过渡流道出口马赫数与切向速度吻合很好,验证了一体化设计的有效性。带一体化支板的过渡流道设计点工况总压损失为4.3%,较原型流道总压损失略有增大(原型流道总压损失4.1%),但带一体化支板的过渡流道更能适应非设计点工况,具有一定的优越性。
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关键词
大涵道比涡扇发动机
涡轮
过渡流道
一体化概念
支板
低压涡轮导叶
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职称材料
题名
SiCf/SiC陶瓷基复合材料涡轮导叶热疲劳试验研究与损伤分析
被引量:
3
1
作者
刘鑫
乔逸飞
董少静
申秀丽
机构
北京航空航天大学能源与动力工程学院
出处
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2020年第4期26-30,共5页
文摘
针对2D编织SiCf/SiC陶瓷基复合材料(CMC)低压涡轮导叶开展热疲劳试验研究。基于SiCf/SiC-CMC不导电的特性,通过高频电磁感应加热金属传热结构,再由金属热辐射加热CMC试件的方式建立热疲劳试验系统。开展了最高温度902℃且模拟CMC导叶径向温差的热疲劳试验。经过1000循环后,叶片质量减小,叶盆及叶背表面粗糙度明显增大,未出现破坏性长裂纹。通过电镜观测发现,叶片表面出现基体脱落形成的凹坑。对试验后的叶片表面及内部材料进行元素分析对比,发现叶片表面基体脱落处的SiC纤维出现了明显的氧化现象。
关键词
SiCf/SiC陶瓷基复合材料
低压涡轮导叶
热疲劳试验
损伤分析
纤维氧化
航空发动机
Keywords
SiCf/SiC ceramic matrix composite
low pressure turbine guide vane
thermal fatigue test
damage analysis
oxidation of fibers
aero-engine
分类号
V250.3 [一般工业技术—材料科学与工程]
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职称材料
题名
大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究
被引量:
2
2
作者
侯朝山
吴虎
唐晓毅
刘昭威
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第11期1656-1661,共6页
文摘
为了提高大涵道比涡扇发动机气动性能,降低其燃油消耗与污染物排放,同时考虑成本与重量因素,针对其高、低压涡轮之间的过渡流道,提出了一体化概念,即新设计的支板代替原型整流支板与低压涡轮第一级导叶,使其也能够为下游转子提供合适的进气条件。对一算例开展了设计工作,并通过数值模拟进行了流场分析,结果表明带一体化支板涡轮过渡流道与原型涡轮过渡流道出口马赫数与切向速度吻合很好,验证了一体化设计的有效性。带一体化支板的过渡流道设计点工况总压损失为4.3%,较原型流道总压损失略有增大(原型流道总压损失4.1%),但带一体化支板的过渡流道更能适应非设计点工况,具有一定的优越性。
关键词
大涵道比涡扇发动机
涡轮
过渡流道
一体化概念
支板
低压涡轮导叶
Keywords
High bypass ratio turbofan engine
Intermediate turbine duct
Integrated concept
Struts
Low pressure inlet guide vanes
分类号
V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
SiCf/SiC陶瓷基复合材料涡轮导叶热疲劳试验研究与损伤分析
刘鑫
乔逸飞
董少静
申秀丽
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2020
3
下载PDF
职称材料
2
大涵道比涡扇发动机涡轮过渡流道一体化设计研究
侯朝山
吴虎
唐晓毅
刘昭威
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
2
下载PDF
职称材料
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