题名 航空发动机气冷涡轮叶片冷却结构研究进展
被引量：9
1
作者
孔祥灿 张子卿 朱俊强 徐进良 张燕峰
机构
中国科学院工程热物理研究所轻型动力重点实验室 华北电力大学能源动力与机械工程学院 中国科学院大学
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2022年第5期1-23,共23页
基金
国家科技重大专项(J2019-II-0002-0022) 国家自然科学基金(51876202)。
文摘
高效的冷却结构是避免气冷涡轮叶片受热损坏的关键,直接影响叶片冷却效率和航空发动机稳定性。但是高效冷却结构导致主流与冷气流的相干效应更加复杂,并且高效冷却结构的发展一直受到加工工艺的制约。本文从控制冷气流动的角度,将涡轮叶片分为前缘、中弦和尾缘区域,重点综述了近十年气冷涡轮叶片冷却结构的研究进展以及涡轮旋转状态下的气动传热特性,包括涡旋冲击冷却、气膜孔形状、尾缘内部强化换热结构与分隔肋形状等。在此基础上,对比了各个结构的冷却效果,并且指出各类冷却结构的缺陷。最后提出气冷涡轮叶片未来的发展方向和难点。
关键词
气冷涡轮叶片 涡旋冷却 气膜孔 强化换热 扩展板 冷却效率
Keywords
air -cooled turbine blade Vortex cool ing Film hole Enhanced heat transfer Expansion plate cool ing efficiency
分类号
V232
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 涡轮气冷叶片传热分析数据提取技术研究
被引量：3
2
作者
付光辉 席平 张宝源 李吉星
机构
北京航空航天大学机械工程及自动化学院
出处
《图学学报》
CSCD
北大核心
2015年第3期384-391,共8页
文摘
涡轮气冷叶片传热管网计算是涡轮气冷叶片传热设计的重要环节,针对涡轮气冷叶片传热设计需求,提出了涡轮气冷叶片模型传热分析数据提取的方法,具体包括计算单元划分、流路自动判断、网络图生成和传热数据提取等算法。结合涡轮气冷叶片结构特点,使用UG Open API工具开发了传热分析数据提取系统,实现了涡轮气冷叶片传热分析数据的提取、管理和输出功能,以用于后续的分析计算,提高了传热设计管网计算的自动化水平,并通过实例验证了所提出方法的可行性。
关键词
计算机应用 航空发动机 涡轮气冷叶片 传热计算 数据提取
Keywords
computer application aero-engine air -cooled turbine blade heat transfer analysis data extraction
分类号
TP391
[自动化与计算机技术—计算机应用技术]
题名 涡轮冷却叶片低周疲劳可靠性协同分析
被引量：2
3
作者
李冲 吕晶薇 郭瑞辰 路坦
机构
北京航空航天大学中法工程师学院 北京卫星制造厂有限公司 北京航空航天大学能源与动力工程学院 中国航空工业集团有限公司成都飞机设计研究所
出处
《机械强度》
CAS
CSCD
北大核心
2020年第1期228-233,共6页
基金
国家自然科学基金项目(51475026)资助。
文摘
考虑材料性能和载荷的分散性,运用分布式协同响应面法对涡轮冷却叶片低周疲劳可靠性进行协同分析。运用有限元分析软件,对涡轮冷却叶片进行流-热-固耦合分析;利用人工神经网络构建其平均应力和总应变幅的响应面模型;结合GH4133镍基高温合金的疲劳试验数据,运用线性异方差回归分析方法构建材料寿命响应面模型;以叶片的平均应力和总应变幅作为输入变量,代入到材料寿命响应面模型中得到叶片低周疲劳寿命分布式协同响应面模型;将获得分布式协同响应面模型代替有限元分析模型和材料疲劳试验进行Monte Carlo可靠性分析,得到了不同可靠度下的叶片低周疲劳寿命。与传统响应面方法相比,分布式协同响应面法降低了响应面的非线性程度,提高了分析精度。
关键词
涡轮冷却叶片 低周疲劳寿命 可靠性 分布式协同响应面法 人工神经网络
Keywords
air -cooled turbine blade Low-cycle fatigue life Reliability Distributed collaborative response surface method Artificial neural network
分类号
V232.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 变壁厚气冷涡轮叶片结构参数化设计方法
4
作者
钟治魁 郝艳华 黄致建
机构
华侨大学机电及自动化学院
出处
《航空发动机》
2016年第1期48-52,共5页
文摘
叶片叶身截面内腔型线的光滑过渡是航空发动机变壁厚涡轮叶片结构设计的关键。为解决变壁厚插值在最大壁厚点处出现拐点而导致过渡不光滑的问题,提出变壁厚叶片结构设计方法即变壁厚抛物线插值法。该方法基于管道相交投影线拟合中弧线法,利用壁厚系数及其对应关系控制壁厚,实现变壁厚涡轮叶片结构参数化设计。设计实例结果表明:应用变壁厚抛物线插值法对不同壁厚气冷涡轮叶片进行结构设计,叶身截面内腔型线光滑,在最大壁厚点处不会出现拐点过渡。
关键词
变壁厚抛物线插值法 管道相交 气冷涡轮叶片 拐点 内腔型线
Keywords
variable thickness parabolic interpolation method pipe intersection air -cooled turbine blade inflection point lumen lines
分类号
V232.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
题名 吹风比和唇板厚度对叶片尾缘气膜冷却的影响研究
5
作者
房一博 牛夕莹 姜玉廷 林洪飞
机构
哈尔滨工程大学动力与能源工程学院 中国船舶集团有限公司第七〇三研究所
出处
《热能动力工程》
CAS
CSCD
北大核心
2021年第12期24-30,共7页
基金
国家自然科学基金(52071107) 空气动力学国家重点实验室基金(SKLA-20190203)。
文摘
为了探究吹风比、唇板厚度对叶片尾缘半劈缝冷却结构气膜冷却特性的影响,采用数值模拟方法对比唇板厚度为4,5和3 mm,吹风比B_(r)为0.5,0.8,1.0和1.5条件下叶片尾缘后台阶上的气膜冷却效率。结果表明:在吹风比B;为0.5时,叶片尾缘后台阶上产生的回流区大,冷气向展向扩散范围广,冷气在近劈缝一端向展向覆盖的较好,由于吹风比小,冷气流速慢,动量小,在后台阶远端燃气与冷气掺混量大,导致冷气冷却能力降低;在大吹风比下(B;=1.5),冷气流速快,冷气从劈缝射出集中覆盖在劈缝下游处,而肋下游冷气覆盖效果差。唇板厚度影响着唇板出口处形成的回流区,增大唇板厚度将导致半劈缝出口气流分离所产生的涡强度变大,促进燃气与冷气的掺混,降低冷却效率,薄唇板会使尾缘气膜冷却效率显著提高。
关键词
冷却涡轮叶片 吹风比 唇板厚度 尾缘劈缝 气膜冷却效率
Keywords
air -cooled turbine blade blowing ratio lip thickness trailing edge slit gas film cool ing efficiency
分类号
TK221
[动力工程及工程热物理—动力机械及工程]
