MGH956合金发动机层板冷却结构的TLP扩散焊接

文中针对MGH956合金的发动机层板结构开展TLP扩散焊接制备研究,为高可靠航空发动机高温部件的制造提供技术支持。文中采用自研的KNiCr-3中间层在1240℃保温8 h的工艺条件下TLP扩散焊接制备了MGH956层板冷却结构,测试了层板结构焊接质量和接头力学性能。室温和高温拉伸测试结果表明,MGH956合金层板结构TLP扩散焊接头断裂发生在层板方柱(扰流柱)结构上,焊缝未发生断裂,室温和高温抗拉强度达到了基体材料的90%。超声检测结果表明,层板扰流柱与冲击板之间焊缝质量优异,未发现任何缺陷,焊缝形成了均匀的固溶体组织。微观组织与成分分析表明,焊缝附近区域各元素分布比较均匀,未出现成分和组织结构突变的区域,优质焊缝保证了结构能够与MGH956基体相当的热、力学性能。

跨声速叶栅尾缘激波对层板冷却的影响研究

采用数值模拟与实验验证相结合的方法针对跨声速叶栅尾缘激波影响下叶片吸力面侧层板冷却结构内外耦合流动传热特性展开研究,获得了来流热力参数和主要结构参数对层板冷却效率及压力损失等的影响规律。研究结果表明:斜激波入射形成的逆压梯度易使得吸力面边界层流动分离;冷却气射流的引入对流动分离有抑制效果,但局部的分离也使层板热侧表面形成局部热斑,冷却效率发生突降(本研究范围内降幅达27.83%);吹风比增大可明显提高冷却效率,但相对压力损失也随之增大;压比由1.89增大到3.67时,叶栅通道内激波作用位置后移,平均冷效提升40.98%,对冷却性能起改善作用。随着气膜孔直径的增大,冷却效果逐渐提升,相对压力损失逐渐增大;冲击孔直径的增大削弱了综合冷却效果,相对压力损失有所下降;在本研究范围内,改变扰流柱直径与高度则对流动换热规律则影响较小。

扰流柱对层板冷却叶片前缘传热影响的数值研究

根据涡轮导向叶片进、出口条件,运用RNG k-ε湍流模型对简化的层板冷却叶片前缘部分进行数值模拟计算,比较了冲击双层壁和带有圆形、方形、菱形扰流柱的4种层板冷却叶片前缘的流动与传热情况。结果表明:冲击双层壁的总压损失与带扰流柱的层板冷却叶片前缘的相差不大;方形、菱形与圆形扰流柱的靶面换热系数分布相近,差别很小;带扰流柱的层板结构叶片前缘的冷却效率比冲击双层壁的前缘的高,其中方形扰流柱的前缘表面的冷却效率最高,菱形、圆形的次之。

密排阵列孔柱层板冷却结构服役寿命预测分析

层板冷却结构的服役可靠性直接影响发动机的使用安全,利用数值模拟方法分析了典型的密排阵列孔柱层板冷却结构,激光焊接过程及服役过程中温度和应力场分布规律,并依据模拟结果利用Morrow修正的MansonCoffin公式进行了层板冷却结构的热疲劳寿命评估.结果表明,层板孔道区域服役状态受焊接残余应力的影响很小,而服役过程对其影响较大,热应力幅值在孔道及附近区域达到最大,为焊缝区域热应力幅值的1.6倍,属于服役过程中的危险区域,预估此处的疲劳寿命受热疲劳影响较大,为此类结构实际应用中应重点关注的关键区域.

层板冷却导向叶片设计及试验验证

为了提高导向叶片的冷却效率,分析了层板导向叶片的外壁厚、冲击距离和扰流柱直径变化对叶片温度分布的影响,结果表明:随着冲击距离增加,冲击冷却效率降低,叶片表面温度升高;随着层板叶片外层壁厚度增大,外层壁两侧温差逐步增大;随着扰流柱直径增大,外层壁两侧平均温度呈现先降低后持平的变化趋势,两侧温差保持不变。结合中国铸造工艺设计了层板冷却涡轮导向叶片,利用CFX软件对设计的导向叶片流动传热进行计算,利用模拟试验对该导向叶片冷却效果进行验证。计算和试验结果表明:设计的层板冷却导向叶片冷却温降水平较高,温降均值达到燃气入口温度的40%以上,温降水平计算值比试验值低7.3%,叶片表面温度分布较均匀,叶片冷却结构设计合理。

航空发动机GH3230高温合金层板结构TLP扩散焊接制备及力学性能研究

随着更高推重比需求的不断提高,航空发动机热端部件不仅需要耐高温材料,更需要冷却效率更高的结构形式,本文采用自主研制的KNiCr–5中间层在1200℃保温4 h的工艺条件下TLP扩散焊接制备了GH3230高温合金多孔层板冷却结构,测试了层板结构模拟件的焊接质量和接头力学性能。超声检测结果表明,层板模拟件所有柱形结构(扰流柱)与底板(冲击板)焊接完好,未发现任何缺陷。焊缝形成了均匀的固溶体组织,无任何化合物相、裂纹和孔洞缺陷存在。室温/950℃高温拉伸测试结果表明,层板板柱结构模拟件和GH3230高温合金棒材对接结构全部断裂在GH3230高温合金基体,焊缝强度均明显高于GH3230高温合金。高温拉伸断裂试件的延伸率高达52%,薄板焊缝90°三点弯曲后无开裂,微观观察无裂纹等缺陷,表明了焊缝具有优异塑性。优异的焊接质量和性能保证了焊缝结构承受高温载荷时能达到GH3230高温合金基体的传热和承力性能,避免了焊缝成为整个层板结构薄弱环节。

超燃冲压发动机燃烧室三种冷却结构性能比较

面对超燃冲压发动机燃烧室严峻热环境,需要通过改进设计以提高气膜冷却性能。本文用数值方法分析比较了三种不同于传统气膜冷却的结构:(1)沿冷气通道增加气膜孔直径的改进型气膜冷却结构;(2)增加冷气冲击与对流换热的层板冷却结构;(3)增加多孔板的发散气膜组合冷却结构。通过机理实验数据验证数学模型和数值方法。利用经过验证的模型和方法,在真实的超燃冲压发动机燃烧室工况下,数值分析三种结构的冷却机理。在不同冷气注射量下,比较三种冷却结构热端冷却效率及温度分布的均匀性,结果表明组合冷却结构最高冷却效率高出其他结构的28%。此外,分析热障涂层对三种结构综合冷却特性的贡献,结果表明层板结构冷却效率在大冷气量下高出其他结构的16%。

冲击孔对层板冷却叶片前缘传热影响的数值研究

根据典型涡轮导向叶片型面和边界条件,对简化的层板冷却叶片前缘的流动和传热特性进行数值研究.考察了两种冲击孔与气膜孔和扰流柱的孔阵排布方式、两种冲击孔轴线与靶面的夹角设置方式对叶片前缘换热的影响,计算中采用re-normalization group(RNG)k-ε湍流模型.结果表明:在气膜孔、扰流柱排布一定的条件下,不同冲击孔的模型的冷却流量相差不到1%.冲击孔数目越多和孔径越小的模型的靶面表面传热系数越高;叶片前缘表面的冷却效率越高,提高约2%.在同一种冲击孔孔阵排布方式下,冲击孔轴线和靶面的夹角对流阻和叶片前缘的换热影响不大.

典型层板冷却结构热疲劳破坏特性研究

针对三种不同形式的典型层板冷却结构,设计加工了高温合金材料试验件.模拟涡轮冷却叶片在实际发动机中的高温工作环境,通过冷热循环加载方式试验研究每种层板冷却结构的热疲劳寿命,分析其破坏部位及破坏原因,并与数值计算结果进行了对比.结果表明:层板冷却结构热疲劳裂纹出现在排气板气膜孔附近,并沿气膜孔纵向扩展,内表面扩展程度大于外表面.在三种层板冷却结构中,211型层板冷却结构热疲劳寿命最低,161型和141型层板冷却结构热疲劳寿命相当.

几何结构对尾缘层板气膜冷却特性的影响

将层板冷却结构用于叶片尾缘叶盆侧,通过数值模拟改变冲击孔和扰流柱的排布,唇板厚度以及缝宽,研究其对劈缝气膜冷却的影响。结果表明,冲击孔和扰流柱位置的改变,对外部劈缝下游气膜冷却基本无影响;唇板厚度的改变对冷却效率和换热系数分布均有一定影响,唇板厚度减小,劈缝下游冷却效率降低,换热系数增大,相对于原始结构,唇板的改变使得劈缝下游气膜展向平均冷却效率提高65.0%;缝宽的改变对冷却效率和换热系数分布均有较大影响,缝宽越大,冷却效率越高,劈缝下游换热系数减小,劈缝间下游换热系数增大,相对于其他几种结构,缝宽增加劈缝下游的冷却效果最好,展向平均冷却效率最多提高116.5%。

异型扰流-狭缝气膜层板结构的冷却特性分析

针对航空发动机涡轮导向叶片前缘的结构设计,研究一种异型扰流与狭缝气膜冷却相结合的层板结构,采用正交试验设计方法设计9种冷却结构模型。分析扰流柱形状、扰流柱尺寸与其布置方式、进气口直径、狭缝出口倾斜角等参数对这种新型结构冷却效果的影响,得到各模型的流动传热规律并进行对比分析。分析结果表明:各模型冷却效果接近,第三套模型总压损失系数最小为0.26,壁温最低、换热强度较大且平均冷却效率最高。

冷却介质在层板内流动特性研究(第二部分 数值模拟复杂结构内流场)

用商业软件模拟复杂层板中冷却介质流动特性,以粒子图像速度(PIV)测量技术获得的实验数据,验证所选择的数学模型和数值方法。实验是在确定的径高比1及入口雷诺数4.1×104下进行的。用验证的数学模型及数值方法,向上下扩展雷诺数至2.05×104及8.2×104,改变层板径高比至0.5及2.0,模拟这两个参数变化对层板内冷却介质流场的影响。模拟结果指出:在相同的径高比下,入口雷诺数的改变对层板内冷却介质流动特性影响很小;相反在相同的入口雷诺数下,径高比改变对层板内冷却介质流动特性有明显的影响。

冷却介质在层板内流动特性研究(第一部分 利用粒子图像测速技术再现复杂流场)

探讨利用粒子图像测速(PIV)技术,实验研究冷却介质在层板内部流动特性的可行性。实验在满足相似性原理的前提下,用放大的有机玻璃模型,分区域再现了复杂结构内几个重要截面的二维流场。实验在雷诺数4.1×104下进行,从测量所得流体速度矢量图、等高线图及涡量图来看,虽然现有的PIV技术在测量精度上仍有欠缺,但是几个典型截面上所得到的实验结果是合理的,基本与本文第二部分展示的数值模拟结果相符合。因此利用PIV测速技术,验证层板内流数学模型和数值方法是有意义的。

层板推力室再生冷却通道的传热特性分析

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题 ,计算采用LVEL紊流模型 ,并考虑冷却剂 (氢 )的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明 ,采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计 ,可显著提高再生冷却能力 ,降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。

层板发汗冷却推力室的传热特性

建立层板发汗冷却推力室三维流-固耦合传热数理模型,数值模拟层板单元的传热特性．分析层板的几何机构、材料物性以及冷却剂性质对传热的影响,得到分配板片冷却剂通道深度比、导热系数的设计取值范围和采用不同冷却剂下层板单元的热特点,为层板发汗冷却推力室提供重要的设计基础．

TX1800磁控溅射镀膜机冷却系统的改进

本文以北京天瑞星公司生产的大型TX1800商用磁控溅射镀膜机为例,简要分析了此磁控溅射镀膜机中靶的结构及配套冷却系统,引入航空航天领域应用较多的层板发汗冷却。在此基础上,提出了一种全新的思路,对冷却系统进行了重新设计。

曲面对层板/热障涂层耦合结构冷却特性的影响

先进的双层壁化叶片表面喷涂热障涂层是提升未来航空发动机热效率的关键技术之一。本文利用数值模拟探讨了壁面曲率对涂敷热障涂层的双层层板冷却结构体系中各热防护措施(包括:气膜冷却、内部近壁换热及表面涂层隔热)的影响,并在不同热障涂层厚度和冷/热气流吹风比下,开展了金属表面综合冷却效率(Φ)和TBC热防护效率()对壁面曲率的敏感性分析。结果表明:曲面对气膜效率和热障涂层热防护作用影响较大,但几乎不会影响内部传热。凸面模型具有最高的气膜效率,而在凹面模型中使用热障涂层会产生最大的Φ增量。整体来看,凸面具有最高的Φ和τ,凹面下这两种效率均最低。吹风比增加会显著降低Φ和τ对曲面的敏感性。热障涂层厚度增加会削弱对曲面的敏感性,但会增强τ对曲面的敏感性。

先进航空发动机设计与制造技术综述

本文从未来高性能航空发动机采用的高级负荷压缩系统、高温升燃烧室、高效冷却涡轮叶片、推力矢量等方面,对其先进设计和制造技术的发展方向和趋势进行初步的分析研究。

先进军用航空发动机燃烧室关键设计技术

随着未来先进军用航空发动机向着更高推重比、更低耗油率、更高机动性等方向发展,燃烧室则向着更高温升和热容方向发展,为燃烧室的燃烧稳定性、可靠性、耐久性的提高和寿命期成本的降低提出挑战。先进的燃烧组织技术和火焰筒冷却、结构技术是保证高性能航空发动机燃烧室能够满足设计要求的关键。目前主要的燃烧室关键技术包括驻涡燃烧组织技术,多斜孔气膜冷却火焰筒、浮动壁火焰筒、多孔层板冷却火焰筒等火焰筒冷却与结构技术。本文综述了这些技术的研究现状及未来发展。

涡轮叶片尾缘劈缝气膜冷却特性实验研究

本文将层板冷却应用于涡轮叶片尾缘冷却中。为了研究肋形状对其劈缝气膜冷却特性的影响,在四种吹风比下,实验测量了直肋和倒斜角肋两种肋结构下的气膜冷却效率和换热系数,结果发现:1)倒斜角肋结构在劈缝下游的气膜冷却效率分布比直肋更均匀,倒斜角肋结构的平均气膜冷效高于直肋结构;2)两种结构的换热系数在劈缝出口处受吹风比影响较大,相同吹风比下,倒斜角肋结构的换热系数略高于直肋结构。