导读:本文包含了涡轮导向叶片论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:双联整铸,定向凝固,导向叶片,精密铸造
涡轮导向叶片论文文献综述
王祯,杨泽南,张强[1]（2019）在《双联整铸定向空心涡轮导向叶片铸造工艺研究》一文中研究指出对具有双联整铸、空心气冷、定向柱晶结构特点的涡轮导向叶片的精密铸造工艺进行了研究。结果表明,在模具设计与制造中可实现叶片蜡模组焊整铸式的结构形式,通过组焊工装既可实现单联叶片蜡模的焊接,又能满足焊接后各单联叶片的相互位置要求;通过合理的浇注系统设计及定向凝固工艺参数的选定,解决了双联叶片定向柱晶生长难题;采用叁坐标测量机实现了双联叶片型面、流道点、弯扭控制点及喉道面积的自动化控制及测量。(本文来源于《特种铸造及有色合金》期刊2019年06期）
宋若康,马东,吴素君[2]（2019）在《K417G服役涡轮导向叶片的组织性能及热疲劳损伤机理分析》一文中研究指出对服役后低压涡轮导向叶片的组织性能及热疲劳行为进行了系统研究,结果表明,K417G合金在服役后组织发生明显的弱化,γ'相的网状组织长大、粗化严重高温拉伸与室温拉伸试验结果的对比表明,K417G合金在高温下力学性能出现大幅降低,这主要是由于合金内析出相之间的相界面和晶界在高温下成为合金的薄弱环节,易成为裂纹的起源位置,从而降低了强度,断裂方式也从室温下的韧性断裂逐渐转变为沿晶特征的脆性断裂;叶片在热疲劳应力作用下表面的涂层发生开裂、脱落,基体合金被氧化,氧化物在应力作用下开裂、脱落而形成疲劳裂纹源;热疲劳试验数据的拟合结果表明随着温度循环周次的增加,裂纹扩展速率呈减小的趋势,这是由于随循环周次的增加,二次裂纹出现并生长,释放了热应力,从而降低了裂纹扩展速率。(本文来源于《稀有金属材料与工程》期刊2019年05期）
王培枭,郭昊雁,李杰,杨卫华[3]（2019）在《涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究》一文中研究指出为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显着提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。(本文来源于《推进技术》期刊2019年07期）
侯磊,宋新英,刘瑶,刘欢欢[4]（2018）在《某型发动机二级涡轮导向器叶片料浆渗铝腐蚀分析及工艺方法改进》一文中研究指出针对料浆渗铝过程中ЖС6У叶片出现批量性腐蚀的情况,通过对加工流程检查、故障件宏观检查、金相分析等方法,确定腐蚀故障机理,并对分析结果进行试验验证,提出相应解决措施。(本文来源于《航空维修与工程》期刊2018年10期）
李广超,莫唯书,张魏,赵长宇,黄福幸[5]（2018）在《涡轮导向叶片综合冷却特性实验研究》一文中研究指出为了优化设计涡轮导向叶片冷气用量,采用红外测温技术对叶栅进出口压比2.378,冷热流体流量比0.059～0.118的叶片综合冷却效果进行了研究,获得了叶片表面综合冷却效果二维分布以及展向平均和区域平均综合冷却效果随流量比的变化规律。结果表明:流量比变化对前缘和压力面区域平均综合冷却效果的影响明显大于吸力面。前缘最大展向平均综合冷却效果出现在滞止线附近,该冷却结构对前缘可以进行有效冷却。流量比由0.059增大到0.118,区域平均综合冷却效果先升高后降低,流量比0.078获得最大综合冷却效果。将设计点流量比从0.098减小到0.078,不仅减少冷气用量,还提高了叶片综合冷却效果。(本文来源于《推进技术》期刊2018年12期）
王培枭,李杰,郭昊雁,杨卫华[6]（2018）在《涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究》一文中研究指出采用红外测温技术实验研究了次流与主流的流量比、主次流温比、主流进口雷诺数和主流进口湍流度对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响规律。次流与主流的流量比分别为0.15、0.18、0.20、0.22和0.24;主次流温比分别为1.4、1.7、1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为100000、110000、120000、130000和140000;主流进口湍流度分别为0.506%、8.156%、14.920%。研究结果表明,叶片综合冷却效率随着流量比的增大而增大,随着温比和主流进口湍流度的增大而减小,主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响不大。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S05发动机热管理技术》期刊2018-08-22）
艾延廷,包天南,关鹏,臧也[7]（2018）在《涡轮导向叶片热冲击双向耦合数值研究》一文中研究指出航空发动机涡轮导向叶片热冲击过程是一个典型的固体变形场、温度场和流场叁场耦合作用问题,工况复杂。基于流固热耦合理论,求解一维平板模型热弹性解析解;并进行数值模拟和对比分析,验证了双向耦合方法的有效性。应用建立的双向耦合方法对某涡轮导向叶片热冲击过程进行数值模拟,得到了涡轮导向叶片表面温度及热应力分布规律。研究表明,提出的双向耦合方法可以有效地预测涡轮导向叶片的温度及应力分布规律,计算温度与试验误差小于5%;应力集中处与试验中叶片破坏区域一致。研究对航空发动机涡轮叶片热冲击过程数值模拟提供了有效方法。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2018年15期）
贺宜红,刘存良,宋辉,朱惠人,周志翔[8]（2018）在《不同湍流度下吹风比对涡轮导向叶片吸力面气膜冷却的影响》一文中研究指出采用基于窄带热色液晶测量的瞬态全表面传热测量技术,研究了不同主流湍流度下的吹风比对涡轮导向叶片气膜冷却的影响,获得了叶片吸力面侧圆柱形孔排气膜冷却效率和表面传热系数比的全表面分布数据。结果表明:由于气膜射流与主流掺混的相互作用会随着主流湍流度的变化而变化,因此在主流湍流度不同时,吹风比对气膜冷却效率和表面传热系数比的影响规律会有所不同;主流湍流度较小时,吹风比的增大会显着减弱气膜覆盖效果与气膜冷却效率,但是在大湍流度下,吹风比的影响较弱,尤其是在远下游区域;相同的主流湍流度条件下,吹风比的增大会使得表面传热系数提高,但是在大湍流度下,换热增强效果较弱;相同吹风比下,高湍流度下的表面传热系数比相对较小。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年03期）
莫唯书[9]（2018）在《涡轮导向叶片综合冷却效果和冷气流阻特性研究》一文中研究指出大推重比发动机的研制要求在提高涡轮前温度同时降低冷气用量,这需要开展新型高效冷却技术研究,同时也要挖掘现有冷却方式的冷却潜力,对叶片冷却结构进行精准设计。本文基于优化涡轮导向叶片冷却结构和冷气量分配为目的,搭建了叶栅风洞试验台,采用红外测温技术对冷热流体流量比0.059~0.118下叶片原始结构和4种改型结构叶片综合冷却效果和冷气流阻特性进行了研究。详细的对叶片原始结构综合冷却效果和冷气流阻特性进行了分析,获得了前缘,压力面和吸力面综合冷却效果随流量比变化的二维分布,研究了叶片区域平均和展向平均综合冷却效果随流量比的变化规律,得到了叶片换算流量系数随冷气腔内总压与叶栅出口静压之比的变化规律。在相同工况下对原始和改型结构叶片进行了高精度对比试验,得到综合冷却效果最高的复合冷却结构。为减少不同次试验更换叶片时的误差影响,进行了重复稳定性试验,确保每次重复试验叶片综合冷却效果误差不超过百分之二。结果表明:内部冲击缝加外部气膜孔的复合冷却结构最佳,原始冷却次之。前缘无气膜冷却时,前缘区域综合冷却效果很低,腔内冷气流动阻力增大,内部冲击孔结构变化对综合冷却效果和冷气流阻的影响均可忽略。与吸力面簸箕型气膜孔相比,采用孔槽结构气膜孔有利于减弱吸力面由冷却方式差异导致的综合冷却效果下降梯度。流量比变化对叶片前缘和压力面区域平均综合冷却效果的影响明显大于吸力面,前缘最大展向平均综合冷却效果出现在滞止线附近。当冷气流量逐渐降低时,综合冷却效果明显降低的区域首先出现在前缘靠近压力面一侧0.04~0.1弧长范围,且叶高方向综合冷却效果表现为沿内腔冷气流入方向降低。ω=0.078时叶片综合冷却效果最高,ω<0.049时,叶片综合冷却效果明显降低。(本文来源于《沈阳航空航天大学》期刊2018-01-15）
包天南[10]（2018）在《考虑热弹耦合效应的涡轮导向叶片热冲击数值研究》一文中研究指出涡轮导向叶片长期工作于高温、高压的恶劣环境,受气动载荷和热冲击载荷的相互作用。研究发动机涡轮导向叶片在飞机起飞过程中的温度场及应力场变化的数值模拟技术,对其热疲劳分析及寿命预测具有重大意义。首先,基于亥姆霍兹自由能理论,对一维无限大平板热冲击问题进行解析解求解,并分别对考虑热弹耦合效应和不考虑热弹耦合效应的热冲击过程进行数值模拟和对比分析。结果表明:考虑热弹耦合效应的数值计算结果更趋近于解析解,温度误差降低5%-50%。并对不同换热系数及温差下平板热冲击过程数值模拟和对比分析,对考虑热弹耦合数值计算方法进行适用性研究。结果表明:对流换热系数增大时,温度误差先变小后增大,应力误差减小。伴随着外界环境与平板的温差越大,考虑热弹耦合效应的数值模拟计算结果误差越小,优势越明显。在此基础上,建立了考虑热弹耦合效应的涡轮导向叶片数值计算方法,并与单向耦合结果进行对比。结果表明:在发动机启动过程中,叶片前缘与尾缘温度上升速度最快,尾缘应力集中较为严重;与单项耦合结果的对比可知,在考虑了热弹耦合效应后,叶片温度上升速度降低,叶片应力峰值后移,考虑热弹耦合效应的温度计算结果更接近于实验值。最后,利用建立的计算方法,对涡轮导向叶片在不同流场压差、温差下进行了数值模拟。结论如下:伴随着压差的增加,温度随之增加,但其增加幅度变缓,应力峰值增加,应力较高处持续时间降低,在温度较为平稳时,应力随压差的增加而降低;伴随着温差变化的温度场数据,建立了温度递推型经验公式,与数值计算结果对比误差小于3%,除初始迭代误差外,数值误差不超过5‰。(本文来源于《沈阳航空航天大学》期刊2018-01-11）
涡轮导向叶片论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
对服役后低压涡轮导向叶片的组织性能及热疲劳行为进行了系统研究,结果表明,K417G合金在服役后组织发生明显的弱化,γ'相的网状组织长大、粗化严重高温拉伸与室温拉伸试验结果的对比表明,K417G合金在高温下力学性能出现大幅降低,这主要是由于合金内析出相之间的相界面和晶界在高温下成为合金的薄弱环节,易成为裂纹的起源位置,从而降低了强度,断裂方式也从室温下的韧性断裂逐渐转变为沿晶特征的脆性断裂;叶片在热疲劳应力作用下表面的涂层发生开裂、脱落,基体合金被氧化,氧化物在应力作用下开裂、脱落而形成疲劳裂纹源;热疲劳试验数据的拟合结果表明随着温度循环周次的增加,裂纹扩展速率呈减小的趋势,这是由于随循环周次的增加,二次裂纹出现并生长,释放了热应力,从而降低了裂纹扩展速率。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
涡轮导向叶片论文参考文献
[1].王祯,杨泽南,张强.双联整铸定向空心涡轮导向叶片铸造工艺研究[J].特种铸造及有色合金.2019
[2].宋若康,马东,吴素君.K417G服役涡轮导向叶片的组织性能及热疲劳损伤机理分析[J].稀有金属材料与工程.2019
[3].王培枭,郭昊雁,李杰,杨卫华.涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究[J].推进技术.2019
[4].侯磊,宋新英,刘瑶,刘欢欢.某型发动机二级涡轮导向器叶片料浆渗铝腐蚀分析及工艺方法改进[J].航空维修与工程.2018
[5].李广超,莫唯书,张魏,赵长宇,黄福幸.涡轮导向叶片综合冷却特性实验研究[J].推进技术.2018
[6].王培枭,李杰,郭昊雁,杨卫华.涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S05发动机热管理技术.2018
[7].艾延廷,包天南,关鹏,臧也.涡轮导向叶片热冲击双向耦合数值研究[J].科学技术与工程.2018
[8].贺宜红,刘存良,宋辉,朱惠人,周志翔.不同湍流度下吹风比对涡轮导向叶片吸力面气膜冷却的影响[J].航空动力学报.2018
[9].莫唯书.涡轮导向叶片综合冷却效果和冷气流阻特性研究[D].沈阳航空航天大学.2018
[10].包天南.考虑热弹耦合效应的涡轮导向叶片热冲击数值研究[D].沈阳航空航天大学.2018