涡轮叶片不同安装角缘板尺寸检测研究

涡轮叶片背向缘板空间尺寸复杂,缘板的位置尺寸保证叶片相互间的装配问题,正确理解缘板的空间位置平面形成,将缘板的空间一般位置平面转换为垂直状态,便于叶片缘板尺寸测量和测具的制造。在叶身不同转角+α度,0度,,-α度情况下,检测叶背的缘板尺寸,利用UG设计功能,采集不同转角下,叶身定位点的空间位置尺寸和叶身型面的切线方向进行定位,解决了曲面定位点手工无法计算的问题,提高了设计效率和准确性。     

某机单品叶片综合测量研究

根据定位、测量原理,保证叶片生产的质量前提,研究和设计了一种实用式的检测叶片型面的综合测具结构。由于该叶片是单晶组织控制的精密铸造叶片,是无余量的精铸叶片,它的曲率变化大、叶身长,定位的两个截面位置形式不同,在该测具上要检测无余量9个截面叶身型面、8个上下缘板通道点尺寸,而该测具X方向的定位点是由叶片两个截面（S10、S2）的进气边两点定位,Y向有榫头叶背方向的2点和S2截面上的1点共3点定位,其中叶型曲率变化大的截面型面上只有一点定位,这种情况测具的定位机构要注意它的稳定性;压紧机构要考虑叶片与定位面贴合度,并且要操作简单,装、夹方便快捷。这样叶片在测量中能得到稳定数据,满足工艺对叶片测量的需求。     

叶型板弦长的测量方法及测具设计研究

本文主要阐述对某T型叶型板弦长尺寸测量的技术研究。T型叶型板线切割后,利用其叶型孔固定静子叶片,分段组装叶片后装配在对开机匣内。T型叶型板线切割后,它的变形量很大,为保证焊接组装后的叶型板能够正确的安装在机匣内,确保其弦长尺寸的正确性意义非常大。本测具采用相对测量方式,能够真实的反映弦长尺寸,将避免因尺寸过大,将出现无法装配的现象,或尺寸过小,将无法保证静子叶片装配位置的问题,从而有效的控制发动机振动的问题。     

浅谈精铸涡轮叶片综合检测的设计

研究设计的精铸涡轮叶片综合测具能实现叶片叶身型面各截面理论位置的测量及叶片偏移、扭转后型面的测量,并同时在该测具上能实现缘板及叶冠内表面通道点的检测要求,使叶片实现了一次定位夹紧,多项检测,直接检测出型面与缘板及叶冠内表面的相互关系,提高了叶片检测精度,避免了重复定位给叶片带来的累积误差,降低了工装的设计制造成本,缩短了新产品研制的生产周期,提高了测量效率。为了提高设计的准确性,采用三维UG建模设计,准确采集叶片通道和型面参数,解决了繁琐的空间尺寸计算,提高了设计效率和准确性。它非常适用于精铸叶片加工生产现场,是一种结构简单,操作方便的检测工具。     

某叶片盆向缘板测具的改进设计研究

本文主要介绍了新型的某叶片(成联)盆向缘板尺寸测具设计特点,通过与传统测具的对比,详细的分析了在新型叶片盆向缘板尺寸测具中,高效的六点定位结构的使用方式,简明夹紧机构的应用方法以及有效测量系统的选择应用。通过对以上改进方法的阐述,论证了新的量具不仅具有量具的测量功能,而且具有夹具的功能;同时为测具的设计提供了一种新的设计思路。该测具的使用可以简化加工工艺流程,提高产品的测量精度,降低工人的劳动强度,提高产品加工工作效率。     

叶片观察孔位置度检测的研究

随着发动机性能不断提高,对叶片的精度要求也越来越高,某叶片组件孔位置度检测测具,解决了上缘板孔位置度无法测量的难题,采用1套测具检查上缘板四孔位置度,满足生产需要,主要描述如何满足生产需求所需测具的设计过程。使叶片实现了一次定位夹紧,提高了叶片检测精度,避免了重复定位给叶片带来的累积误差。为了提高设计的准确性,采用三维UG建模设计,准确采集叶片型面参数,解决了繁琐的空间尺寸计算,提高了设计效率和准确性。     

转子叶片安装板型面测量研究

叶片是航空发动机的心脏,高温高压气体依靠压气机叶片的增压生成,并通过涡轮叶片使涡轮旋转。压气机叶片数量众多,形状结构复杂,尺寸大小两极化严重,技术要求严格,制造难度大,压气机叶片体积大小不一,尤其是缘板形状不规则,它是样条旋转曲面构成,这样给机械加工和几何尺寸检测带来很大困难。检测的转子叶片体积大、叶身形状极其不规则,尤其是缘板的形状,X方向是由样条曲线旋转而成,其两侧面都是由空间角度面形成,检测的过程中需要建立两个坐标系进行缘板内型面的检测和校对量规的检测。     

涡轮导向叶片蜡模组焊件的测量

涡轮导向叶片蜡模组件是由三个单联叶片蜡件组焊接而成,涡轮导向叶片蜡模组件形状复杂,蜡件收缩率大,且通道公差也大,易变形,检测定位难度很大,需要检测导向叶片蜡模单件和组件安装板两侧面中心位置尺寸,安装板侧面由双斜面形成空间位置,该测量装置既实现各单件通道尺寸测量,又能满足焊接后的尺寸和焊接后各单联叶片的相互位置要求,边焊接边检查。由于蜡件熔铸成型时,每个蜡件尺寸不同,变形大,因此需要此测具克服位置尺寸公差进行测量,从结构上采用斜块涨紧,并限制蜡件叶片的理论极限位置,确保组焊接件位置,采用UG三维建模,建立三个叶片蜡件空间的焊接的位置,采用螺纹压紧机构,在设计时合理选取倒棱厚度和方向,消除其影响;斜块涨紧高度位置取在叶片中心位置,保证三联叶片准确位置,用可调式斜块限制线性移动,并有限位机构进行测量,解决了多联涡轮导向叶片蜡模组件焊接位置的测量。     

浅谈轴向双定位叶片综合测具的应用

文章介绍了根据定位、测量原理、公差分配原理,研究和设计的一种新型式的双向定位检测无余量叶片的测具结构。该测具采用了双向两点的轴向定位形式,体现了双向轴向点分担定位公差的理念,采用了空间连接的形式,满足了对叶片的5个叶身截面的型面测量（包括叶身扭转的状态）以及叶片上、下缘板的12个通道点测量功能。同时还要保证所有的定位机构、压紧机构满足叶片的扭转功能。这种情况的测具定位机构要注意它的稳定性及布局合理性;压紧机构要考虑操作方便、叶片与定位面贴合度要好。这样叶片在测量中能得到稳定数据,满足工艺对叶片测量的需求。     

浅谈叶片缘板检测的工装设计

涡轮导向叶片是多个叶片成联精密铸造而成，这就给叶片检测提出了更高的要求，也给工装量具设计带来了一定困难，而且该导向叶片结构设计复杂，上、下缘板全部是空间曲面形成，测量空间窄小，侧面为双斜面，必须采用专用工装量具测量。通过了解用户使用要求，熟悉设计图，轴向需要一点定位，同时在一台测具内实现安装板尺寸检查，了解其它机种的检测方法，测量成联叶片安装板是生产的瓶颈问题，因此，解决成联叶片安装板弦长测量是摆在我们工装设计的重中之重的难题。     

射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响

采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNG κ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入不同角度对称射流的二元矢量喷管全流场进行了数值研究.结果表明:射流与主流的总压比RSP越大,射流角度越接近0°,喷管有效喉道面积比越小.与无射流时相比,当射流缝处于喉道处,射流缝宽度为1 mm,射流角度为0°,RSP=1.0时,喷管相对喉道面积比可达到78.15%;保持RSP不变时,改变射流角度,喷管总压恢复系数、推力系数和射流流量基本保持不变;通过改变射流角度可以有效控制喷管的喉道面积.     

收缩扩张喷管中稀疏颗粒加速运动及喉道优化

直升机、运输机在简易场地起降过程中,发动机可吸入的二氧化硅等微小颗粒,对叶片造成冲击磨损,冲击速度可达200m/s以上。冲蚀试验常采用直喷管加速固体颗粒,在入口总压为0.6 MPa时,颗粒速度难以达到200m/s。为更有效地加速颗粒,采用超音速收缩-扩张喷管,通过数值模拟研究了该喷管对稀疏二氧化硅颗粒的加速运动,并利用实验验证了数值模拟的准确性。在此基础上,对喉道尺寸进行优化以提高喷管对颗粒的加速性能。结果表明:收缩-扩张喷管对颗粒的加速主要发生在扩张段,管内激波不会引起颗粒速度的震荡,颗粒的加速度与气流、颗粒之间的相对速度以及气流的密度有关;在入口总压为0.6 MPa的条件下复现5级砂尘环境,喉道半径为0.001 6m的喷管加速效果最佳,可获得的颗粒速度达到218m/s。     

壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算

综合给出了二维超声速进气道特性,并将其应用于壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算中,建立了壅塞可调固体火箭冲压发动机特性计算方法.通过调节燃气发生器喷管喉道面积保持给定空燃比不变.根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的燃气发生器喉道面积变化规律.结果表明,飞行速度/高度对燃气发生器喉道面积调节计划产生相当大的影响;当飞行高度低于设计高度时,高度变化明显改变进气道-发动机匹配工作点,高空低马赫数飞行时,进气道位于严重亚临界工作状态,明显降低了超声速进气道稳定工作范围.     

一种导向器叶片安装板圆弧测具的创新改进设计

本文介绍了一种导向器叶片安装板圆弧测具的创新改进设计,对设计结构进行分析讨论。     

脉冲地震波促进离散油团运移的力学机制及数值模拟

油气二次运移是油气勘探中,作为油气储存和输运的载体,孔隙介质起着非常重要的作用。因此,要研究运移规律,必须首先搞清楚地下流体在孔隙介质中的行为及其与介质之间的相互作用,分析其微观力学机制,进而得出运移规律。针对区域离散分布型油藏,建立了油团喉道模型,数值模拟了在地震冲击波作用下,储层中的宏观小尺度分散型油团穿过喉道发生迁移的过程,得出该类型油团发生迁移所需外力加速度的阈值与喉道结构参数之间的关系;并在此基础上对比分析了理想状态(无黏滞阻力)和存在黏滞阻力两种不同情形下的结果,做出了外力加速度阈值与喉道半径之间的曲线图,为深入研究外力促进油气运移提供了理论支持。     

M4超声速进气道起动特性研究

针对亚燃冲压发动机进气道的起动问题进行了研究,提出了影响该问题的关键因素为设计状态内压缩段进口马赫数M2,d和喉道马赫数Mt,d。通过对一系列二元超声速定几何进气道的流动进行一维流路分析和CFD数值模拟分析,总结了不同M2,d和Mt,d对进气道起动特性的影响规律。     

考虑正压力分配的B-B型涡轮叶片缘板阻尼器系统减振特性研究

为提升涡轮叶片缘板阻尼器设计水平,对比B-G（blade to ground）型阻尼器和切向无约束B-B（blade to blade）型阻尼器结构,提出了一种基于刚度设计的B-B型缘板阻尼器结构。在动力学建模中重点分析了相邻叶片缘板和阻尼器之间总的正压力随阻尼器与左、右叶片缘板间相对运动在左、右缘板间的分配,给出了基于阻尼器运动的正压力分配方法;通过数值仿真分析了正压力分配对系统振动响应的影响,并重点讨论了阻尼器刚度、外激励相位差、正压力以及外激励幅值对系统减振特性的影响。仿真结果表明,在左、右叶片缘板与阻尼器完全粘滞和左、右叶片相对阻尼器对称同步振动的工况下可以将正压力按照平均分配处理;相比于切向无约束的B-B型阻尼器和刚性的B-G型阻尼器,所提出的基于刚度设计的缘板阻尼结构具有更优的减振性能。因此,研究结果提升了涡轮叶片缘板阻尼器接触正压力计算的准确性,拓展了阻尼器设计思路,可为同类阻尼器设计提供理论和工程参考。     

进气道调节系统数字式控制器的设计与实现

某飞机进气道调节系统数字式控制器与进气道斜板位置传感器配套使用,形成斜板控制指令。由执行机构驱动斜板运动,改变进气道喉道面积,使进气道出口空气流量和流场满足发动机工作需求。通过数字仿真,对该斜板调节规律进行研究。分析了数字式控制器控制交联接口关系,提出数字式控制器的实现方案。论述了数字式控制器的软件设计。用地面试验和飞行试验对数字式控制器进行验证,结果证明该数字式控制器有效、准确、可靠。     

陇东地区长7致密油储层微观孔喉结构特征

对11块不同渗透率级别的致密油岩心进行了恒速压汞测试,定量对比分析了孔喉特征参数的差异程度,明确了制约储层品质的关键因素。研究表明:不同渗透率级别样品微观孔喉特征的差异主要体现在喉道参数上,样品渗透率越小,小喉道所占比例越高,对渗透率起主要贡献的喉道所占比例越少,孔喉比差异增大;主流喉道半径与渗透率之间表现出良好的相关性:渗透率较小时,主流喉道的较小波动会引起渗透率的明显变化;孔隙、喉道和总进汞量主要受渗透率影响,喉道进汞量受渗透率的影响更大。致密油储层物性(尤其是渗透率)受喉道参数(尤其是主流喉道)的控制,喉道半径大小制约致密油储层品质,影响开发效果。     

某机陶瓷型芯测具设计研究

根据定位、测量原理,研究和设计了一种新型式的检测叶片型芯的测具结构。由于该叶片型芯的曲率变化大、叶身长,定位的截面位置形式不同,叶片型芯的材质很脆、很滑。在该测具上要检测叶片陶瓷型芯的10个截面型面、榫头内型芯型面,而该测具X方向的定位点是由两叶片型芯截面的进气边两点定位,型面上有3点,其中叶型曲率变化大的截面型面上只有一点,这种情况测具的定位机构要注意它的稳定性;压紧机构要考虑操作方便、叶片与定位面贴合度要好。这样叶片型芯在测量中能得到稳定数据,满足工艺对叶片测量的需求。