低压涡轮盘范文

低压涡轮盘范文（精选7篇）

低压涡轮盘 第1篇

盘类零件如风扇、压气机、涡轮盘等,是发动机的主要受力零件。轮盘的结构复杂、转速高,涡轮盘和高增压比压气机后几级轮盘的工作温度比较高,轮缘和轮心之间的温差很大,工作条件恶劣,轮盘一旦破坏,其后果往往是灾难性的。因此设计轮盘时,应从结构、强度、振动、工艺和材料等多方面采取积极措施,尽量避免轮盘与转子发生故障。

1低压涡轮盘的结构

某发动机涡轮转子具有如下结构特点:①一个工作叶片安装在一个榫槽内,共63个榫槽,为了有较合适的叶栅稠度,涡轮盘的榫槽均为斜槽,均布在轮缘上;②采用大枞树形榫头榫槽;③涡轮盘的端面设有轴向凸边,凸边外缘有封严篦齿,另外两凸边上均布有8组螺栓孔。低压涡轮盘结构示意见图1,三维UG模型见图2。

低压涡轮盘所用毛坯为某型高温锻件,各温度下的材料力学性能参数见表1。

低压涡轮盘工作转速为28 000 r/min,其径向温度分布见表2。

2计算模型的建立

2.1 计算模型网格划分

整个低压涡轮盘共包括63个榫槽,忽略了螺栓孔和部分倒角后的低压涡轮盘结构以及载荷具有循环对称性,取包含一个榫槽在内的整个模型的1/63循环对称段作为计算模型,采用Hex Dominant Method六面体单元进行网格划分,共包含52 811个节点、14 061个单元。计算模型有限元网格划分见图3。

2.2 载荷及边界条件

2.2.1 载荷施加

低压涡轮盘所受载荷包括轮盘本身离心载荷、温度载荷以及叶片离心载荷。轮盘本身离心载荷以转速形式施加在整个计算模型上;温度载荷以节点温度形式施加在节点上,其温度分布见图4;叶片离心载荷以分布面力形式施加在3对榫槽、榫齿接触面上,大小为241.181 MPa。

2.2.2 边界条件

计算中设置了如图5所示的几种约束:A:在三对榫槽榫齿接触面上施加正压力241.2 MPa;B:在均布有螺栓孔的凸边外表面约束其轴向位移;C:施加轴向旋转角速度2 932.2 rad/s(即28 000 r/min);D:在两切割面上施加循环对称约束;E:约束住轮心处一排节点的径向位移。

3轮盘计算结果

3.1 应力计算结果

在给定载荷作用下,低压涡轮盘当量应力分布如图6所示。最大当量应力值为961.35 MPa,由此可知,在给定的载荷作用下,低压涡轮盘局部进入屈服。

3.2 位移计算结果

在给定载荷作用下,低压涡轮盘综合变形和各分量位移分布如图7～

图10 所示,位移详细计算结果见表3。

4强度校核

4.1 轮盘

依照EGD-3应力标准对低压涡轮盘进行盘体的强度校核,校核结果见表4。其中,最大离心径向应力取同一半径处径向应力的平均值,温度也取平均值。由表4数据可知,采用EGD-3应力标准对低压涡轮盘有限元计算的结果进行校核,满足要求。

4.2 榫槽

根据文献[2]提供的方法计算拉伸应力σa、等效应力σeqv和挤压应力σcont,采用航空涡轮发动机强度设计试验指南上对榫头的标准计算方法计算了榫齿持久强度储备系数,计算结果见表5。指南规定有冠叶片榫槽间凸块的拉伸应力持久强度储备系数大于2.4,等效和挤压应力持久强度储备系数分别大于2.0和1.1。

表5中温度取轮缘凸块最高温度527 ℃,由于只有550 ℃以上的σundefined数据,故采用550 ℃时σundefined数据代替,计算结果偏安全,满足要求。

4.3 破裂转速

GJB 241-87、GJB 242-87中规定,轮盘的破裂比应大于1.2,现有破裂比为undefined为抗拉强度,σt为平均周向应力),显然,该轮盘满足这一要求。

5结论

本文对某型燃气轮机低压涡轮盘的强度展开研究,为提高发动机功率及可靠性提供了参考。

本文在计算时,只考虑了稳态温度场对轮盘应力水平的影响。而发动机实际工作过程中瞬态温度场引起的热应力要比稳态温度场大,因此对于发动机实际工作中的涡轮盘强度计算是今后研究的方向。

摘要：基于某燃气轮机发动机研究项目的需要,对其涡轮盘强度进行了研究。在有限元软件ANSYS环境中建立了发动机涡轮盘的三维有限元分析模型,基于热弹性有限元分析理论,对额定功率状态下的低压涡轮盘进行了应力、应变分析,并对榫头-榫槽连接处进行了拉伸应力和榫齿名义应力计算,得出了涡轮盘的破裂转速,确定了危险截面的位置。

关键词：低压涡轮盘,有限元分析,强度,破裂转速,燃气轮机

参考文献

[1]《中国航空材料手册》编辑委员会.中国航空材料手册(第2卷)[M].第2版.北京:中国标准出版社,2002.

航空发动机涡轮盘固有模态分析 第2篇

航空发动机涡轮盘固有模态分析

在动力分析中固有模态是非常重要的.固有模态分析的结果是多种动态行为的判据.也是进一步进行结构动力学分析的基础数据.应用ANSYS和振动实验两种方法.并以航空发动机的.某级涡轮盘和损伤模型为例.进行涡轮盘约束情况下的固有模态计算,给出了两种方法的前3阶固有频率和振型.在对其进行分析后.得出ANSYS方法算出的结果与振动实验得出的结果基本相同,提出用ANSYS的结果代替振动实验结果,用以进行航空发动机零部件的仿真、损伤检测和优化设计等.解决工程中遇到的实际问题.

作 者：李书明 黄燕晓 程关兵 LI Shu-ming HUANG Yan-xiao CHENG Guan-bing 作者单位：中国民航大学,航空工程学院,天津,300300刊 名：中国民航大学学报 ISTIC英文刊名：JOURNAL OF CIVIL AVIATION UNIVERSITY OF CHINA年，卷(期)：26(2)分类号：V263.6关键词：ANSYS 实验模态分析 固有频率 涡轮盘

低压涡轮盘 第3篇

关键词：高温合金,工艺路线,加工变形

1 概述

涡轮转子部件是航空发动机最重要的核心热端部件之一, 涡轮部件的材料必须具有高的屈服强度、拉伸强度和足够的朔性储备, 高的疲劳强度和低周疲劳性能, 良好的耐腐蚀性能和组织稳定性, 能适应高温下可靠工作的要求, 也就是它要有足够的高温强度和良好的热安定性, 以及耐蚀能力。涡轮盘用材料多数是沉淀强化的铁基或镍基变形高温合金, 采用直接时效高温合金GH4169材料制造, 属于难切削加工材料, 刀具易磨损。因此要求刀具材料在高温下能保持足够硬度和良好的耐磨性、耐热性。本文针对高温合金材料难加工的特点进行切削加工试验, 摸索该材料的加工特性, 确定最佳加工工艺路线、切削参数, 研究最适合的刀具材料, 不但满足零件尺寸精度, 表面粗糙度和技术要求, 而且要有效的延长刀具的使用寿命。在满足零件特殊结构加工的同时, 最大限度的提高加工的经济性。

2、零件结构及工艺分析设计要求

如图1所视为低压涡轮盘的零件图。从图中可以看出该零件是一个典型的薄壁盘类零件。该零件材质较硬, 尺寸精度和技术条件要求高, 最大外圆直径为ф507mm, 盘心直径为ф233mm, 毛料为Ⅰ类模锻件, 经直接时效、粗加工并径超声波探伤合格后交付, 盘的结构形状复杂, 内外配合表面多, 端面上的安装边与腹板型面之间形成窄的环状型腔, 在型腔内有大的转接圆弧, 加工部位开敞性差;盘的配合面及腹板型面之间的相互位置精度要求高, 所以必须研究最佳的工艺路线、确定工艺参数和选用新型高强度、高耐磨的刀具材料, 引用高强度大功率的加工设备。

3 机械加工工艺研究

3.1 设备

车加工数控设备选择大功率四坐标加工中心, 拉床选用HOFFMANN数控高速侧拉床。

3.2 工艺

3.2.1 加工高温合金材料的刀具选择及参数确定

高温合金在切削加工时, 切削负荷重, 单位切削力可比中碳钢高50%;切削温度高, 在相同的切削条件下, 切削温度约为45钢的1.5-2倍;刀具磨损剧烈, 刀具寿命明显下降, 在高切削温度 (750-1000℃) 下, 刀具产生严重的扩散磨损和氧化磨损;加工硬化现象严重, 已加工表面的硬化程度可达200%-500%。因此高温合金的可切削加工性能低, 车加工比较困难。通过试验来选择最佳的刀具的材料和切削参数是十分必要的。通过陶瓷刀具和涂层刀具、硬质合金刀具切削铁基粉末冶金工件的对比试验可知:在相同切削条件下, 陶瓷刀具的耐用度高于涂层刀具和硬质合金刀具, 更适合于铁基粉末冶金零件的切削加工;在相同切削参数下, 因为陶瓷刀具的化学稳定性较好且与试件的摩擦系数小, 其加工表面粗糙度值小于涂层刀具。在一定的范围内, 随着进给量的增大加工表面的粗糙度值Ra明显增大, 而切削速度的变化对粗糙度影响不大;所选用陶瓷刀具加工表面的粗糙度值明显低于所选用硬质合金的加工表面粗糙度值。其原因是, 刀具材料的化学稳定性以及与工件之间的摩擦系数对加工表面有很大的影响, 所选陶瓷刀具的化学稳定性优于所选硬质合金刀具, 并且与工件的摩擦系数较小, 因而加工表面粗糙度较好。

3.2.2 车加工难点及解决方法

3.2.2. 1 车加工难点

从零件图2-1中可以看出, 低压涡轮盘结构复杂, 型面点多, 尺寸精度要求高, 零件的大部分尺寸是在车加工中保证, 因此车加工劳动量很大, 占零件机械加工总的劳动量51%, 其中精车工序是设计图要求尺寸的最终形成工序, 所以精车工序是车加工重点与难点。在车削加工过程中, 由于从毛料到成品有较大的加工余量, 因而会产生较大的切削力。由于受到切削力的影响, 零件极易产生加工变形, 从而造成零件壁厚难以保证, 技术条件达不到设计要求。

在低压涡轮盘两端面处各有处环形槽, 加工时则会引起应力的释放, 导致零件变形, 相关尺寸37.5±0.02、0.1+0.1+0.05、φ450+0.063 0超差以及相关技术条件的不合格, 影响组件的装配, 因此工艺规程的工艺路线合理安排能有效控制零件变形, 保证相关重要尺寸合格。零件篦齿尺寸较小且精度要求较高, 进行车加工时篦齿刀易与零件腹板干涉, 篦齿角度8°±30′、16°±30′要用刀体的正确安装为前提保证。

3.2.2. 2 解决方法

1、划分加工阶段, 合理分配车加工工序的加工余量

针对加工余量大造成加工应力集中引起变形的问题, 在制定工艺路线时采取了划分加工阶段, 合理分配各车加工工序的加工余量的办法, 将车加工分为粗加工、半精加工和精加工。在粗加工时控制进刀量不大于0.5mm, 通过多次进刀完成大余量的去除。这样有效地减小了加工应力, 并且精加工留有尽可能小的加工余量, 保证成品后加工应力较小。

2合理安排精车工序的路线

由于零件相互位置精度要求高, 所以采用一次装夹加工或用同一基准定位和找正的方法加工保证。如图2所示, 此低压涡轮盘选取轮缘外圆表面和两侧端面作为精车盘两侧面的共用工艺基准, 加工时选用精度高的车床, 一次装夹加工到设计图规定的尺寸, 这种工艺方法能够获得好的垂直度和平行度。精车基准面时从两侧端面均匀去余量, 以保证精加工表面的加工余量均匀。

如图3所示, 精车第二面, 选用数控车床, 设计专用车床夹具装夹零件, ○C○D为基准面, 压紧表面○H, 为更好的释放应力, 防止零件变形, 先把端面槽尺寸加工到位, 其余部位留取0.2mm余量, 在精车第一面工序后加工到位。

如图4所示, 精车第一面, 选用数控车床, 设计专用车床夹具装夹零件, 采用○C○D (共用工艺基准) 为基准表面, 压紧表面○H。加工中由于型面较长, 故采取接刀方法加工型面和转接R。

如图5所示, 精车篦齿及型面, 选用普通车床, 采取统一基准面和专用车床夹具, 进行精加工篦齿时, 由于缺少专用篦齿刀, 通过篦齿形状分析画出篦齿刀形状, 改磨现有刀具, 加工中还需要一把对刀样板, 可用于检查刀具刃磨质量, 又可用于安装刀具时保证齿形中心线与零件轴线垂直。

3.3 榫槽的拉削加工

由于拉床设备要求刚性较强, 拉刀数量多, 采用了多刀位德国HOFFMANN数控高速侧拉床。通过对榫槽投影试件及机床调整试件的试拉削, 经过50倍投影检查, 调整了拉刀几何参数, 使槽型完全满足设计要求。在拉削零件过程中, 由于拉削参数不合理, 拉刀出现"崩齿"现象, 通过调试, 最终将拉削速度确定在1m/min, 粗拉刀齿升量为0.05mm, 精拉刀齿升量为0.03mm, 有效解决了这一问题。首件拉削后通过检测, 发现零件辅板尺寸由于拉削产生的应力, 向拉削方向产生了0.15-0.20mm的倾斜变形。在拉具方案上进行了调整, 增加了辅助支撑, 有效降低拉削变形。

设计专用拉床夹具, 该夹具只起夹紧盘件及与机床连接作用。榫槽的进气角, 榫槽的分度由机床上的船型工作台和精密分度盘实现。拉刀设计成采用渐切法、成型法相结合的方法进行拉削, 用粗、精共14把拉刀组合在一起, 一个行程拉削一个榫槽。第1-7把拉刀为粗开槽刀, 采用渐切法, 第8-13把拉刀为粗拉齿形, 采用渐切法, 第14把拉刀为精拉齿形, 采用成型法拉削。

合理选用齿升量对设计拉刀十分重要, 齿升量过大增加盘件和拉刀变形, 切削力增大, 从而导致冷作硬化的深度和程度以及表面微观不平度加大。当设计粗拉刀时, 在保证拉刀寿命的前提下, 尽量选取较大的齿升量, 这样既缩短了拉刀的长度, 又提高劳动生产率。拉刀几何角度的选择, 是设计拉刀中的一个重要因素。一般粗拉刀齿升量较大, 选用较大的前、后角, 前角γ=15°~18°后角α=35°。精拉齿行时, 为了增加拉刀的寿命, 一般选较小后角, α=1°30′~3°。

4、结论

通过试验研究证明, 制定合理的工艺路线正确, 选择适合于高温合金GH4169材料的车加工的刀具材料和切削参数, 榫槽拉削加工拉刀、夹具设计使用正确是保证零件合格的关键。该零件的加工提升了高温合金涡轮盘类零件的制造技术水平。

参考文献

[1]透平机械现代制造技术丛书编委会编.盘轴制造技术[M].北京科学出版社.2002.

[2]航空材料实用手册[M].中国标准出版社.1989.

[3]孟少农主编.机械加工工艺手册[M].北京:机械工业出版社.1992

[4]互换性与技术测量[M].高等教育出版社.1981.

基于知识的涡轮叶盘结构快速设计 第4篇

航空发动机的涡轮设计是一个知识密集型设计过程, 涉及到多个部门和众多学科的专业知识、实践经验以及创造性思维的综合运用。其设计主要分为两部分:气动设计和结构设计。总体设计提出对各涡轮部件的设计要求, 气动设计要完成涡轮流道设计并确定气流参数, 结构设计则需要为实现涡轮气动性能, 保证与总体结构和寿命期内可靠工作进行的全部构件设计。

本文集成了涡轮叶盘结构设计过程中的经验知识, 提供一个有效的模型创建和重用环境, 以协助设计者重用设计知识, 实现涡轮叶盘结构的快速设计。

整个设计体系采用模块化设计, 产品的模块化设计是在对一定范围内的不同功能或相同功能不同性能、不同规格的产品进行功能结构分析的基础上, 划分并设计出一系列模块, 通过模块的选择和组合可以构成不同的功能, 以满足用户的不同需求。

1 涡轮叶盘结构的快速设计流程

以涡轮气动设计后的参数为已知条件, 根据涡轮叶盘经验设计和传统设计流程, 建立涡轮叶盘结构的快速设计系统。

整个设计流程分为基于特征的参数化、经验设计和结构校核优化三个部分。系统采用模块化设计, 每个流程的出口参数为下一个流程的入口参数, 气动设计的参数作为整个系统的入口参数。

2 涡轮叶盘的特征参数化

基于特征的参数化设计的核心思想是以参数约束特征, 以特征构成产品模型。该方法综合运用参数化特征造型的变量几何法实现特征的构造和编辑。本文将涡轮盘的特征分为材料特征和形状特征, 如图1所示

2.1 材料特征

本文涉及的材料主要是涡轮盘材料和涡轮叶片材料。涡轮盘材料要求在高温下有高的持久强度、蠕变和疲劳强度并具有高的热稳定性。常用的是变形高温合金钢, 如:GH4033等。

2.2 主特征

主特征是用来构造零件的基本几何形体的。本文研究的主特征主要包括涡轮盘的盘毂、盘缘、辐板以及涡轮叶片的叶身。下面以涡轮盘为例介绍涡轮盘主特征的提取过程。

根据涡轮盘盘体结构, 将涡轮盘盘体分为盘毂、盘缘和辐板三个部分进行特征的提取, 各特征的基本参数和确定原则如表1

2.3 辅特征

辅特征是依附于主特征之上的几何形状特征, 是对主特征的局部修饰, 反映零件几何形状的细微结构。本文中对枞树形榫接特征进行了特征参数化分析。

3 基于经验的涡轮叶盘初步设计

在涡轮叶盘的设计中有很多经验可循。本文以特征为单元分别建立特征实例库和设计经验库。对一些参数较少的特征, 如轮毂、轮缘等特征分别建立特征实例库, 设计中通过查询载荷条件相似的特征来完成经验设计。对一些参数较多的特征, 如榫接特征, 针对每个特征参数建立经验库, 从而完成特征设计。完成参数组合后流入下一个环节。

在涡轮叶盘的设计过程中, 对一些构造相对简单的特征建立特征实例库。在初步设计过程中可以在特征库中查询相似的特征, 生成所需的结构体。如涡轮盘, 可以通过调用轮毂、轮缘和辐板的特征实例库来生成。

对一些参数比较复杂的特征建立特征参数库, 对每个特征建立参数经验库。表2以榫接特征为例介绍榫接特征参数库的内容。

4 精确设计和优化

本章在ANSYS平台上编写APDL代码, 以初步设计后的参数为模块的入口参数, 完成对涡轮叶盘的校核和优化, 其流程如图2所示。

4.1 入口参数

入口参数包括气动设计的涡轮盘载荷参数, 初步设计中材料的特征参数和形状特征参数。

4.2 强度校核

本文以涡轮盘的强度设计准则为要求, 进行性能的校核和优化。主要包括:足够的应力储备、足够的低循环疲劳寿命、防止有害变形、防止轮盘破裂、防止轮盘屈曲、有初始裂纹及内部缺陷时应有足够的裂纹扩展寿命。对于涡轮盘寿命的约束, 利用应变-寿命关系曲线 (Manson-Coffin方程) 将循环次数转化为应变约束, 同时根据涡轮盘不同区域提出不同的约束要求。

4.3 校核判定

对性能校核的结果进行分析, 如果满足要求则进入优化环节, 如果不满足要求, 则分析不满足要求的原因, 并修改特征参数后再次进行性能校核直到满足要求。

以屈服强度条件为例, 相关的规则可表示为 (σs0.1表示材料的0.1%的屈服强度) :

IF最大离心径向应力σrmax大于σs0.175%

THEN减小轮毂厚度H1 (1mm)

and增大轮毂宽度W1 (1mm)

4.4 结构优化模块

如果校核判定后符合要求, 以涡轮盘体积 (体积和质量成正比) 为目标函数, 以涡轮盘强度设计准则为约束条件进行优化, 图3为优化前后轮盘模型图。

优化后盘的重量 (体积) 比初始值减少了21.75%, 有较大的改进, 虽然盘体应力和应变都有所增加, 但是都在强度准则以内, 符合设计要求。优化过程自动完成后, 模型中的涡轮盘由上述更新程序自动更新为最优方案。

4.5 完成涡轮叶盘的设计

根据优化后榫接和涡轮盘的参数导入绘制好的UG参数化驱动平台, 生成所需的涡轮盘。如图7所示。

5 结论

本文根据涡轮叶盘强度的设计流程, 通过对涡轮叶盘结构的特征参数化设计和分层描述实现产品的模块化设计, 使得设计流程得以分块表达;对知识集成模块的使用和更新可以使设计者从大量的重复性工作中解放出来, 从而极大提高设计人员的工作效率。本文针对不同叶盘结构进行不同模块应用开发, 为涡轮盘设计人员定制提供涡轮叶盘的快速设计平台。

摘要：以涡轮叶盘传统结构设计为研究对象, 融和特征设计、经验设计和模块化设计的理念。先通过特征分析, 完成部件的特征参数化, 再根据经验完成结构的初步设计, 最后在有限元分析的基础上对初步设计进行校核和优化。整个流程采用模块化设计, 以满足不同的设计需求, 构造涡轮叶盘结构的快速设计系统。

关键词：涡轮叶盘,结构特征,参数化,模块化,快速设计

参考文献

[1]航空发动机设计手册, 第10册涡轮[M].北京:航空工业出版社, 2001.

[2]贾延林, 王太辰.模块化设计[M].北京:机械工业出版社, 1993.

[3]中国机械设计大典, 第6卷[M].南昌:江西科技出版社, 2002.

[4]黄文周, 张俊杰, 等.枞树形榫联接结构参数选取及其应力的关系[J].燃气涡轮试验与研究, 2013, 2, 26-1.

[5]吕文林.航空发动机强度计算[M].北京:国防工业出版社, 1988.

[6]赵海.涡轮榫头/榫槽结构设计方法研究[D].南京:南京航空航天大学, 2005.

低压涡轮盘 第5篇

高速空气静压支承喷漆主轴应用于汽车表面涂覆行业,主轴采用空气涡轮驱动,高压气体沿一定角度驱动涡轮轴转动,主轴支承方式采用空气静压轴承,涂覆油漆液注入主轴内部中空结构,在离心力作用下,液体成气雾状喷射。主轴结构及工作方式如图1 所示。

主轴性能的主要影响因素包括涡轮盘叶片结构、供气方式及供气角度等。涡轮盘及叶片影响主轴机械振动及稳定性。驱动气体的供气方式及供气角度影响涡轮盘的旋转速度及喷涂品质。

文中提出一种基于非均匀叶片结构布局与进气构型的设计方法,通过减小涡轮盘结构振动矩阵密集特征值出现的频率,降低叶片振动,通过分析结构模态及功率谱密度函数,找出最优结构,降低主轴运转时的结构振动及噪声。

1 涡轮盘叶片结构布局与设计

1. 1 叶片减振研究

随着空气涡轮发动机技术的不断发展,涡轮盘叶片一体式结构得到广泛应用。传统设计时叶片布局采用沿着涡轮盘圆周阵列方式,单个叶片和涡轮盘相应位置构成叶盘扇区［1］( 图2) ,由于制造误差、材料性质和使用中磨损不均匀等因素,会使得某些叶盘扇区产生局部振动,引起较大交变应力,导致叶片疲劳及工作噪声［2］。通过对叶片布局与进气构型的结构设计,设计时保证各个叶片廓型结构均不相同。利用错频的方法抑制颤动,使得各个叶片固有频率按照一定形式变化［3］。

1. 2 叶片模型设计

依据矩阵摄动理论,对于准对称结构或局部对称结构,非质数个叶片振动固有频率和闭环特征值很可能是密集的［4］。叶片数量选择时,需要综合考虑涡轮盘整体结构、叶片尺寸及叶间距等参数。

通过改变偏心量设计叶片失谐量,如图3 所示。图中实线圆弧代表原涡轮盘廓型; 沿圆心在方向上取一小偏心量作为圆心,以此圆心画圆,截取所得圆弧与横纵轴焦点组成的劣弧作为新的涡轮盘廓型。

为对比分析质数叶片与非质数叶片、均匀叶片与非均匀叶片对涡轮盘结构的影响,建立4 种模型选取一种模型为对比分析模型,即第1 种模型为均匀叶片,叶片个数为34 个; 第2、3、4 种叶片为非均匀叶片,叶片个数为31 个,偏心量分别为0. 3 mm、0. 4 mm、0. 5 mm。

2 涡轮盘叶片功率谱分析

设小阻尼n自由度线性系统运动方程:

经实模态分析,得正则模态矩阵和频响函数矩阵:

从物理坐标y到模态坐标u变换关系:

频响函数矩阵与对角阵的变换关系:

设系统在随机激励矢量f作用下,直接写出频域输出功率谱密度函数矩阵:

对涡轮盘进行足够多阶模态分析,使得所求得的固有频率范围可覆盖叶片工作时的振动频率。利用白噪声作为激励,所施加激励函数功率谱密度在所求涡轮盘固有频率范围内均匀分布,得到其功率谱密度———频率的关系曲线［6］。

分别在涡轮盘不同叶片上选取叶盆面根部及中部上的两组点,如图4 所示。输出其加速度谱密度函数曲线进行对比分析。图5( a) 和图5( b) 为涡轮盘叶片根部测试点加速度谱密度函数曲线对比图,图6( a) 和图6( b) 为涡轮盘叶片中部测试点加速度谱密度函数曲线,从图6( b)上可看出非均匀叶片结构不同叶片处加速度谱密度曲线有很大区别,而均匀叶片结构不同叶片加速度谱密度函数只有微小差别。

分别计算叶盆面根部及中部加速度谱累积曲线,图7表示四组涡轮盘叶盆面根部及中部所有测试点加速度谱累积曲线。由图7 可知,对于34 个均匀叶片结构布局模型,频率在规定范围内时,加速度谱累积曲线有较大波动,而对于31 个非均匀叶片结构布局模型,频率在同一范围时,加速度谱累积曲线在范围内波动,波动区间缩小40倍。可推知非均匀叶片功率谱密度曲线更平坦,可有效分散结构振动矩阵密集特征值及特征向量,噪声信号能量在工作固有频率范围内更平坦。

通过对模型仿真分析结果进行分析,偏心量时模型加速度谱密度波动倍数较小。如图8 所示,即曲线更平稳,叶片“设计失谐”效果更好。

3 实验研究

利用实验室内已有的空气静压主轴测试平台和开发改进的高速空气静压喷漆主轴图9,进行了初步实验研究。重点验证高速空气静压喷漆主轴在28 000 -30 000 r / min工况下,涡轮盘驱动与整体主轴系统的动态性能,从而进一步对比仿真结果和优化设计方法。

4 结语

低压涡轮导向器叶片更换工艺研究 第6篇

在对某型发动机定期用孔探仪检查气流通道过程中, 发现多台发动机低导叶片存在不同程度的裂纹及烧蚀现象。对于超出允许范围的低导裂纹及烧蚀, 该发动机将立即停止使用, 并返回内场进行修复。由于低压涡轮导向器组件价格较高, 且针对该型发动机的低导叶片烧蚀、裂纹的故障率较高, 如更换整个低压涡轮导向器叶片组件, 再加上分解、装配、试车等的附加费用, 将造成巨额的修理成本。使用电火花方法仅切割下有故障叶片, 再采用氩弧焊接方法, 更换上符合标准的叶片, 成为最经济实惠的方法。

1 故障描述及分析

2010年至今, 由于低导叶片裂纹、烧蚀故障超标返修的发动机, 在所有该型发动机返修各类故障中占比42%, 低导叶片裂纹、烧蚀故障已经严重影响了发动机的飞行安全和使用寿命。

1.1 某型发动机低压涡轮导向器故障描述

低压涡轮导向器作为发动机部件, 影响着发动机性能、工作稳定性和可靠性[1]。本型发动机低压涡轮导向器主要由低压涡轮导向器焊接组件 (简称低导焊接组件) 和低导外壳体组成, 叶片为低导焊接组件的一部分。由表1可分析出, 发动机低压涡轮导向器焊接组件无论使用时间长短均出现故障, 主要故障为叶片进气边裂纹及烧蚀, 同时叶片上、下缘板焊缝也出现不同程度的裂纹。

1.2 原因分析

由于发动机工作中叶片表面受热温度不均, 且存在高温热点, 造成低导焊接组件局部温度过高, 叶片产生热疲劳, 直至变形龟裂、烧蚀。

该型发动机低压涡轮导向器各叶片依靠钎焊联接, 已经焊接为一个整体。故, 排除叶片裂纹、烧蚀故障不能靠简单换装叶片实现。如果采用更换整台低导叶片焊接组件成本又较高, 不宜使用此方法。

2 低导焊接组件叶片的修理

2.1 叶片的电火花切割

由于低导焊接组件上各叶片经过钎焊成为整体, 而去除钎焊材料需要在高温炉中进行。如果将低导焊接组件整体放入高温炉中, 势必破坏所有钎焊结构, 整圈低导叶片将全部脱焊, 用这种方法去除超差叶片毫无意义。因此, 对于此类低导更换叶片, 采用电火花切割方法, 仅切除有故障的叶片, 即在叶片上、下缘板使用专用电极切出4条穿透刀口。

数控电火花成型机的选用需要根据低导焊接组件体积考虑冷却油箱容积, 确保需要切除的叶片及相邻的叶片可没入冷却液中;同时, 切割电极的坐标轴行程应足够。切割总进给量不超过10mm, 切割使用专用电火花加工油冷却, 切割位置应靠近钎焊材料距叶片的内侧位置 (图1) 。

切割电极的制作也直接关系到叶片切割的质量 (图2上缘板切割用电极、图3下缘板切割用电极) , 电极选用黄铜制作, 切割时电极型面需与切割位置型面配合, 电极型面分别依据低导叶片上、下缘板型面及宽度制作, 特别是叶片下缘板型面较为复杂。由于低导叶片切割空间干涉, 设计专用夹具一端固定在设备上, 一端用于夹持电极。每条电火花切割进给深度控制在8-10mm左右, 太深会切伤低导内环, 太浅也可能造成叶片未切透, 造成接下来的工步叶片无法完全切除, 甚至损坏低导焊接组件。

2.2 叶片的切割

电火花切割完毕后, 用电动砂轮 (选用2mm的砂轮片) , 切割叶片与低导焊接组件的前后安装边等各连接处, 直至切通, 再轻敲叶片, 使得故障叶片完全脱离组件。

2.3 叶片的更换

新更换的叶片可以使用已经使用过的低导叶片, 但是其剩余寿命要比待修理的低导叶片寿命长。对于已经使用过的叶片, 从低导焊接组件上切割下时, 要保证为焊接留有足够的打磨、焊接空间, 因此, 电火花切割时切割位置应叶片的钎焊材料外侧。切割下叶片后再打磨掉原有的钎焊材料, 保证氩弧焊接质量。焊接叶片的位置和低导焊接组件的圆度要求由焊接专用工装保证。

新更换的叶片用氩弧焊接的方法焊接, 选用焊料与叶片材料相同。焊接前应彻底打磨掉低导焊接组件上残留的钎料, 因残余钎料会影响氩弧焊接质量, 导致焊接不完全。焊接时注意使用氩气保护, 控制电流大小, 防止金属熔滴过渡, 影响焊接质量。焊接后, 打磨各焊缝至允许要求。焊接参数如下:

2.4 后续检查工作

由于氩弧焊接造成低导变形较大, 焊缝打磨完后, 需测量低导与高、低压涡轮转子配合的端面轴向尺寸, 如不合格, 需通过机加方法车削低导端面保证配合尺寸。

3 建议和设想

低导叶片的修理需要在以下方面持续改进: (1) 根据叶片结构, 程序化低导叶片电火花切割参数设置, 以及电极在叶片上的切割位置, 优化切割质量; (2) 由于流道内的焊缝打磨质量直接影响发动机流量, 需要提高焊接后的焊缝打磨质量; (3) 优化焊接流程, 使用焊接专用工装, 更好的保证低导焊接组件的圆度要求。

4 结论

使用电火花切割叶片、氩弧焊接方法焊接叶片, 使更换单个低导叶片成为可能, 大大降低了低压涡轮导向器的修理成本。根据修理后的试车结果, 该方法可以满足试车性能要求, 试车后流道检查低压涡轮导向器焊接质量完好, 效果理想。在发动机交付后需继续跟进发动机低导组件的定期检查工作, 随时了解使用情况, 为持续提高低压涡轮导向器修理工艺提供依据。

摘要：针对某型飞机发动机低压涡轮导向器叶片出现的严重裂纹、烧蚀现象, 本文提出修理方案:采用电火花切割法, 切除故障叶片, 再使用氩弧焊接法将完好的叶片焊接到低压涡轮导向器组件上, 此修理工艺避免了更换整台低导组件, 大大节省了发动机修理成本。

关键词：低压涡轮导向器,裂纹,烧蚀,故障,焊接

参考文献

[1]陈光.航空燃气轮发动机结构[M].北京:北京航空航天大学出版社.

[2]韩万今, 才大颖, 徐文远, 王仲奇.矩形叶栅中叶片倾斜对二次流损失的影响[J].热能动力工程, 1988 (06) .

低压涡轮盘 第7篇

在卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统中,需要对性能参数进行精确测量。卷盘喷灌机水涡轮性能参数数据采集设备包括进出口压力传感器、流量传感器、信号线、信号转换端子及数据采集卡等。在实际测试过程中发现,由于现场布线、环境、设备等因素[1]的影响,卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统数据采集设备采集到的数据与实际数据存在偏差,为了保证测试数据真实可靠,需要对卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统进行数据校正。

通常,水涡轮性能测试系统在送检时,由检验部门通过标准设备对其测试误差进行标定,其给出的测试精度为该卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统的测试精度,该值应满足测试系统不确定度的容许值。但在实际测试时,其测试环境、设备等因素发生了变化: 一是由于数据采集设备分布较散、现场布线考虑厂房环境及安全等因素下,拉线较长,增大了信号在传输中的损耗; 二是在采集信号时,信号转换端子阻值的精确性直接影响信号的准确度; 三是由于环境的影响,数据采集设备易出现测量误差,如传感器温漂和电阻零漂等。因此,在诸多因素的影响下,实际测试中性能测试系统的精度不同于检验部门标定的卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统的测试精度,当该值不满足测试系统不确定度的容许值时[3],将直接影响卷盘喷灌机的出厂检验和开发研究。本研究基于已开发的卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统,考虑到这种误差在实际测试中不易被发现的特点,对该性能测试系统增加了数据校正功能,以保证测试结果的准确性。

1 数据校正硬件结构

卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统数据校正硬件结构图如图1所示。其主要由传感器、信号转换端子、数据采集卡及计算机等组成,虚线框内为数据校正涉及到的硬件设备、需要测量实际数据的采集设备和数据处理软件。在对卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统进行数据校正时,应在水涡轮进出口压力和流量参数由传感器送出前,截取实际性能参数信号; 再将数据采集卡采集到的数据与实际性能参数进行对比计算出校正系数。这样可对数据采集过程中,由各种因素引起的测试误差进行全面准确的校正。

卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统数据校正需要测量被测水涡轮的进出口压力及流量参数。

流量测量选用精度为0. 3% 的IFM4080系列电磁流量传感器,输入24VDC,输出4 ~ 20m A标准电流信号,经信号转换端子上的采样电阻转换为1 ~ 5V标准电压信号。

进出口压力 测量选用 精度为0. 25% FS的DLK302系列压差传感器,输入24VDC,输出4 ~ 20m A标准电流信号,经信号转换端子上的采样电阻转换为1 ~ 5V标准电压信号。

数据采集卡采用PCI8360V,输入信号范围为0 ~10V,具有12位精度,双端16路、单端32路模拟量输入的A /D数据采集卡。

采集设备采用万用表,测量直流电流时最大分辨率为0. 01μA,准确度为0. 2% +2,输入电阻为10MΩ。

2 数据校正方法设计

2. 1 校正数据采集

开启卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统,通过调节电磁阀开度,使卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统记录各个工况点下水涡轮性能参数,将万用表接于传感器输出信号线两端,记录各个稳定工况点下各传感器的输出电流信号值。

在对传感器信号进行测量时,万用表存在的最大误差为

实际流量数据的测量通过了IFM4080系列电磁流量传感器和万用表,其测量不确定度为

实际进出口压差数据的测量通过了DLK302系列压差传感器和万用表,其测量不确定度为

根据GB /T3216 - 2005标准中有关参数测量仪表测量不确定度的规定,测量仪表测量不确定度必须符合表1要求。由表1可知,通过该测试方法测得的水涡轮实际性能参数符合标准要求,可用于对卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统数据校正。

%

2. 2 数据处理

通过采集设备采集到的卷盘喷灌机水涡轮实际性能参数包括流量Qi、进出口压差Pi( i = 1,2,…,n) 为真实的性能参数; 通过数据采集卡导入的采集数据包括流量D'Q - i、进出口压差D'p - i( i = 1,2,…,n) 为包含了各种因素影响下的存在误差的试验数据。通过对比实际性能参数与采集数据可以得出卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统测量的系统不确定度。其中,流量测量的系统不确定度为

进出口压差测量的系统不确定度为

根据GB /T3216 - 2005标准中有关性能测试系统测量系统不确定度的规定,性能参数测量系统不确定度必须符合表2要求。

%

当卷盘喷灌机水涡轮性能参数测量系统不确定度不符合表2的要求时,该性能测试系统需要进行数据校正。

IFM4080系列电磁流量传感器和DLK302系列压差传感器输入输出特性如图2所示。

传感器输出信号,X0为各传感器测量实际值,Rmax为传感器最大量程。当传感器发生零漂时,其输出信号修正公式为

在信号采集卡模拟量输入端,由数据采集设备引起的误差如下: 信号线与信号采集端子的标准电阻时产生的误差为ΔUR= Is×ΔR ,传感器零漂现象造成的误差为ΔUs= ΔIs×R'。因此,由数据采集设备引起的模拟量输入标准电压信号的误差为ΔU = ΔUs+ ΔUR。PCI8360V数据采集卡输入输出特性如图3所示。

PCI8360V采集卡的输入输出特性成正比例D = U×1 000 ,传感器输出标准电流信号与计算机采集到的数字信号函数关系为

数据采集设备引起的输入信号误差,直接叠加在实际输入信号上,保证测试条件在各工况点数据采集中均相同。即保证ΔIs与ΔUR不变的情况下,校正后函数关系为

其中,Kr为校正系数,C为校正常数,如图4所示。

测得的流量实际参数数据与采集数据满足如下关系,有

测得的进出口压差实际参数数据与采集数据满足如下关系,有

由于卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统的实际性能数据与采集数据成线性关系,可根据任两组实际数据与采集数据计算出,则

将由式( 11) 求得的Kr - Q、Kr - P、CQ、CP回带入式( 9) 、式( 10) 中,通过采集数据D'Q - i和D'P - i可得出一组校正数据Q'i和P'i( i = 1,2,…,n) ; 将校正数据带入公式( 7) 中,得出一组数字量信号值D = 1 000IR·R ,这时得出的数字量信号值即为实际参数数据所对应的信号值。

对实际数据Is与校正数据IR进行误差分析即可得出该校准算法的不确定度。通过查表2,确定该不确定度是否满足标准要求,可对本次卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统数据校正结果进行评估。在实际生产和试验过程中,应定期对卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统进行数据校正,在设备、环境因素保持稳定的条件下,该校正系数可在一段时间保证卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统测试结果的准确性。

3 数据校正软件设计

本研究是基于已开发的卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统,该测试系统采用Lab View平台编程,为完善该卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统数据校正功能,本研究基于Lab View图形化开发完成,软件设计流程如图5所示。

本研究直接调用保存在Excel文档中的卷盘喷灌机水涡轮实际参数数据,用户在进行数据校正前,需将测得的卷盘喷灌机水涡轮实际参数数据输入到指定文档中。本研究直接提取数据采集卡提供给计算机的采集数据,在后台对实际数据与采集数据进行处理,得出校正系数与校正常数; 每次测得的校正系数与校正常数将直接覆盖历史数据,对卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统的试验进行数据校正。为了节省卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统循环扫描时间,数据校正通过调用子VI来实现。

4 结论

1) 通过计算表明: 卷盘喷灌机水涡轮性能测试系统数据校正精度符合GB /T3216 - 2005标准中测试设备及系统不确定度容许值的规定,并可有效提高测试数据的准确性。

2) 数据采集设备在各种因素影响下产生的测量误差ΔU随着卷盘喷灌机水涡轮性能参数真值Is的增大成上升趋势。