涡轮叶片

涡轮叶片（精选10篇）

涡轮叶片 篇1

0 引言

涡轮叶片是航空发动机最主要的结构件之一, 由于其长期工作在高温燃气包围下, 承受转子高速旋转时叶片自身的离心力、气动力、热应力以及振动负荷, 是发动机中工作条件最为恶劣的零件。

在实际的使用过程中, 由于各种原因, 涡轮叶片可能发生断裂。当涡轮叶片断裂时, 不仅会出现发动机振动进而引起飞机振动, 还会打坏其他机件、甚至导致飞机着火等现象, 这将严重影响到飞行安全。长期以来, 由于涡轮叶片断裂引发的飞行事故在飞行中屡见不鲜。

本文从涡轮叶片的工作条件出发, 分析了引起涡轮叶片断裂故障的原因, 并举例分析, 在此基础上指出预防措施。

1 涡轮叶片故障机理

从理论上看, 涡轮叶片断裂的故障机理有疲劳、超应力、蠕变、腐蚀、磨损等。

1.1 疲劳

发动机工作时, 由于经常起动、加速、减速、停车以及其他条件的影响, 发动机内流扰动、自激振动、流动畸变、转子不平衡、燃气温度分布不均等激励因素的作用, 会使涡轮各部件承受复杂的循环载荷作用, 使得叶片经受大量弹性应力循环, 最终引起高周疲劳、低周疲劳或热疲劳, 使得涡轮叶片断裂。其中, 高周疲劳是指失效循环数范围在105—107周次的疲劳。低周疲劳是指失效循环数低于104—105周次的疲劳。高周疲劳和低周疲劳都能够引起涡轮叶片断裂, 实际使用中, 断裂还会来自于高低周复合疲劳[1,2,3]。热疲劳是来自于涡轮叶片温度的循环变化。涡轮叶片的温度的循环变化来自于燃气温度的变化。

1.2 超应力

涡轮叶片的组成包括叶根、叶身和叶冠。由于其形状的不规则, 叶片中存在应力集中部位。尽管在设计中已经采取了一些措施, 实际上, 超应力仍然是造成涡轮叶片断裂的一个原因。

1.3 蠕变

高温环境下, 蠕变断裂是涡轮叶片主要的失效形式之一。随着涡轮后燃气温度从20世纪50年代的1150K增加到现在的2000K, 蠕变将导致叶片的塑性变形过大甚至产生蠕变断裂。高温时, 温度仅增加15℃, 其蠕变断裂寿命就会缩短一半[4]。对于设计好的涡轮叶片来说, 使用中一旦发动机进入超温状态, 如果不进行维修换件, 必将危及飞行安全。

1.4 腐蚀

腐蚀来自于叶片所受的高温燃气。高温燃气对叶片的腐蚀既包括冲刷造成的腐蚀, 也包括高温燃气对金属叶片的氧化腐蚀。腐蚀会降低叶片的性能, 当腐蚀达到一定程度, 叶片材料性能不能满足要求时, 就会发生断裂。

2 影响涡轮叶片寿命的原因

涡轮叶片使用寿命终结的特征有:叶片出现影响发动机使用功能的超出设计允许的变化, 或者叶片损伤积累到所允许的极限。在实际的应用中, 叶片从生产到应用的过程复杂, 涉及到的因素多, 往往会由于各种原因引起叶片发生断裂。

2.1 制造和材料缺陷

受发动机高性能、工作安全性、可靠性以及寿命的要求, 涡轮叶片必须具有精确的尺寸、准确的形状和严格的表面完整性。但由于叶片型面的复杂性, 呈叶身扭曲弯度, 叶片内有冷却通道等特点, 叶片复杂曲面的加工困难, 加工精度不易保证。目前存在叶片加工变形、精度低、表面质量低等问题。具体体现在:叶片的波纹度和截面形状精度难以控制;叶片之间一致性差;叶片内残余应力、装夹因素引起的变形;表面完整性难以保证等。

某型发动机在外场使用570小时25分, 返厂排故时进行荧光检查, 发现有一片高压一级涡轮转子叶片叶身中部靠近排气边叶背面上有一横向裂纹, 裂纹长约5mm。经理化检测分析, 裂纹宏观微观特征呈热疲劳裂纹特征。疲劳裂纹的产生与部分陶芯变形或偏斜, 叶片外型面过抛造成的叶背壁厚偏薄造成。叶背壁厚超差叶片装机的原因是由于生产公司检测错误, 造成叶片生产质量不过关。

2.2 装配和维修误差

装配误差是指由于加工过程中零件内部形成的残余应力因素影响, 装配面出现接触不良, 配合面例如叶片与涡轮盘榫槽间隙超差等。实践表明, 上述误差累积至最终装配误差, 将不可避免的要影响发动机的性能。维修误差与之类似, 只是产生的过程是在维修过程。

2.3 外来物损伤

对于发动机来说, 外来物损伤一方面是指在飞行过程中发动机吸入异物, 地面滑跑过程中进气道内留有异物等, 也包括飞行过程中发动机内部其他部件故障后, 可能产生的残片造成的损伤。但是, 对于涡轮叶片来说, 由于其距离进气道和压气机较远, 其外来物损伤主要是指发动机内部其他部件故障后, 例如燃烧室掉快等, 产生的残片进入涡轮后打伤甚至打断叶片。

2.4 超限

超限包括超温和超转。超温是指涡轮后燃气温度超过规定值, 此时, 燃烧室出口温度必定过高, 温度过高会使涡轮叶片承受的热载荷增大。超转是指发动机转速超过最大转速。转速过大会使涡轮叶片承受的离心载荷过大。当载荷超过叶片所能承受的最大载荷时, 叶片就会断裂。一般说来, 超转势必引起超温。

在叶片断裂失效案例中, 由于超温造成叶片断裂失效占的比例并不最高, 但其危害很大, 瞬时的超温即可造成某个叶片折断从而打断其他叶片, 乃至整台发动机无法工作。

某飞机在完成地面通电检查、9min地面开车、武器系统的检查和加载后飞机离地。在离地约3秒时, 尾喷管出现大量油雾, 随后出现火焰, 紧急停车。对此发动机分解检查, 发现燃气涡轮一、二级叶片全部断裂, 原因是由于叶片在异常高温状态下工作出现过烧现象。

3 预防措施

为了保证飞行安全, 除了严格把好生产质量关以外, 平时在外场的维护和飞行中应该做好以下预防措施[5]:

(1) 飞机停放时, 盖好蒙布, 堵好机头盖, 防止雨水进入发动机内造成潮湿, 锈蚀叶片。

(2) 地面试车和飞机滑出时, 要保证场道清洁, 防止杂物、砂石进入发动机内部损伤叶片, 造成疲劳源, 使叶片产生裂纹或断裂。

(3) 飞行前后加强对叶片的外观质量检查, 按要求对叶身进行无损探伤检查。

(4) 地面试车、飞行过程中操纵油门不能过猛, 起动温度、慢车温度严格控制在允许范围内;严格按试车曲线进行试车, 适当延长冷、暖机时间, 正确调整发动机性能参数;防止发动机超温、超转和超时使用。

参考文献

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[5]张庆民, 张万秋, 王立波.发动机涡轮Ⅱ级叶片断裂原因分析[J].失效分析与预防, 2010, 5 (1) :35-18.

涡轮叶片 篇2

三维涡轮叶片交互式造型程序设计

介绍和讨论了十二参数法、预置曲率法、和 Bezier曲线法三种典型的涡轮叶片解析造型方法的原理和步骤,以及叶片的.三维复杂成型方法.并且编制了基于以上方法的三维涡轮叶片造型交互式程序,以设计实例阐述了叶片造型原理和步骤、交互式程序的编制方法和功能.分析和讨论说明 :该程序便捷、高效、可靠,具有强的干涉性和交互性,能够满足复杂的涡轮三维弯扭掠叶片造型工程实用需要.

作 者：张维军 方祥军 王屏 刘思永 ZHANG Wei-jun FANG Xiang-jin WANG Ping LIU Shi-yong  作者单位：北京航空航天大学,北京,100083 刊 名：机械设计与制造  ISTIC PKU英文刊名：MACHINERY DESIGN & MANUFACTURE 年，卷(期)：2005 “”(10) 分类号：V232.4 关键词：涡轮   叶片造型   交互式  

涡轮叶片 篇3

摘 要：

针对航空涡轮叶片的温度场预测问题,采用CFD(computational fluid dynamics)软件和有限元计算理论与方法,以对流冷却叶片的温度场与热应力求解为例,分别计算了涡轮进口温度均匀和不均匀时叶片的温度场和热应力,分析了涡轮进口温度不均匀对叶片热应力的影响,其中叶片温度场的求解采用气热耦合的方法即直接应用CFD软件计算叶片温度场,再依据温度场进行了有限元热应力分析.结果表明,进口温度不均匀时比进口温度均匀时叶片的热应力增大10%左右.



关键词：

燃气涡轮; 气热耦合; 热应力; 有限元方法



中图分类号： TK 47文献标志码： A

Effect of nonuniform inlet temperature profiles 

on the thermal stress in turbine blade



YIN Yuyang, WANG Hongguang



(School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for 

Science and Technology, Shanghai 200093, China)



Abstract： In order to predict temperature field for gas turbine blades,CFD and FEA methods were used to calculate the temperature field and thermal stress in a convective cooling blade with both uniform and nonuniform inlet temperature distribution.The temperature field of the blade was directly calculated with coupled thermal aerodynamics analysis,and then the thermal stress in the blade was analyzed with FEA method.It is found that thermal stress in the blade under nonuniform inlet temperature profile was 10%~30% higher than that under uniform inlet temperature profile.



Key words： 

gas turbine; coupled thermal aerodynamics analysis; thermal stress; finite element method



随着燃气轮机技术的发展,涡轮进口温度已达到2 000 K以上,超过了材料的承受能力,必须通过叶片冷却技术降低叶片温度.采用叶片冷却技术既要降低叶片平均温度,满足材料持久强度和寿命的要求,又要降低叶片的温度梯度和热应力水平.目前在涡轮叶片温度估计中,100 K的温差将给叶片的寿命预测带来一个数量级的误差［1］.因此,准确预测叶片的温度成为航空发动机传热课题中重要组成部分,而燃气涡轮进口温度不均匀又给涡轮叶片温度场预测带来了新的挑战.刘高文等［2］指出燃烧室出口“热斑”对流场的压力分布影响不大,但会造成涡轮前两级动静叶压力面过热.但该文献在计算中并未考虑叶片内部冷却流体对叶片的冷却作用.胡捷等［3］对冷却叶片进行稳态实验,并与耦合算法与非耦合算法进行对比,结果表明耦合算法的结果更接近实验值.文献［4］对燃气涡轮的进口温度不均匀进行了耦合分析,主要对传热进行分析但未深入分析进口温度不均匀对叶片强度的影响.传统的热应力确定方法为通过CFD计算或实验测量叶片的表面温度或其它参数,然后应用有限元方法计算叶片内部温度场,最后依据叶片的温度场和相应的边界条件求解叶片的热应力.文献［5-7］通过实验测量叶片表面温度,进而计算叶片热应力.文献［8］通过实验确定叶片表面的对流换热系数,计算二维叶片的热应力.以上两种方法因采用实验数据,结果可靠,但周期长,成本高.

本文使用商业软件CFX对叶栅流场、内部冷却流道和叶片固体域进行气热耦合换热仿真分析,同时计算叶片外流场、叶片内冷却通道流场和叶片固体域的温度场,然后应用ANSYS软件计算叶片所受的热应力.由于采用了内外流动的耦合换热分析,比传统的非耦合算法计算得到的温度场精度要高,减少了热应力计算的误差.

1 气热耦合计算过程

为了计算叶片的热应力,首先计算叶栅流道的气动参数和叶片的温度场,并通过与实验值对比,分析误差大小,然后依据计算所得的温度场计算叶片热应力.

1.1 叶栅流道计算模型的建立

采用Allison公司设计的MarkⅡ叶片,叶片几何数据可参见文献［9］.图1为叶栅流道的网格图.计算域分为三部分:叶栅流道、叶片内部冷却流道和叶片固体域,共2 079 881个网格单元.应用ANSYS软件中的ICEM网格划分模块,采用O型网格划分方式,全部网格均为六面体网格,并且在各个流固耦合换热面进行局部加密,以保证计算过程数值传递的可靠性.

计算过程采用的湍流模型是CFX中的SST(shearstress transport)模型,流体工质选用理想气体,叶片材料采用文献［9］中选用的ASTM(American Society for Testing and Materials)标准310不锈钢(0Cr25Ni20),导热系数k为温度T的函数,

图1 叶栅流道的网格图



Fig.1

Grid generation of the cascade passage



k=(0.011 15T/K+9.910 5) W•m-1•K-1,密度ρ=8 030 kg•m-3,比定压热容cp=502 J•kg-1•K-1.计算的边界条件采用文献［9］中的5411实验工况,叶栅流道和冷却流道的进、出口边界条件设定如表1、表2所示.

表1 叶栅流道进、出口边界条件



Tab.1

Inlet and outlet boundary conditions of the cascade passage



进口总压/Pa进口总温/K进口湍流强度/%进口黏性比出口静压/Pa

337 0977886.510175 713



表2 对流冷却流道的边界条件



Tab.2

Boundary conditions of the convective cooling channels



冷却孔序号直径/mm流量/(kg•s-1)进口总温/K

16.300.024 60300

26.300.023 70300

36.300.023 80300

46.300.024 70300

56.300.023 30300

66.300.022 80300

76.300.023 80300

83.100.007 75300

93.100.005 11300

101.980.003 34300



冷却孔设为出口静压100 kPa,各个流固交界面均设定为流固耦合换热面,表面网格插值方式采用CFX中自带的GGI (general grid interface),各计算域通过能量方程耦合计算彼此之间传递的热量和对流换热系数.

为了模拟非均匀温度进口对涡轮叶片的温度场的影响,本文参考工程设计中涡轮的进口最高总温比平均总温高100~120 K的实际情况［10］,模拟时选取的最高温度为870 K,最低温度为695 K,温度沿叶高方向呈抛物线分布.图2为自定义的进口温度不均匀时叶栅进口温度分布云图.

图2 涡轮进口温度不均匀时叶栅进口温度分布云图



Fig.2

Temperature distribution at the cascade passage inlet 

under nonuniform turbine inlet temperature profile



1.2 计算结果

图3为叶片中径处表面无量纲静压分布.其中,无量纲静压P—=叶片表面静压/叶栅进口总压;相对弧长=距离前缘点位置的弧长/叶片弧长.从中可看出,无量纲静压分布的模拟结果与实验结果基本符合,只是在吸力面弧长的0.2~0.4处出现较大偏差.这是由于气流在该处达到音速,产生激波的同时又出现边界层分离,从而导致计算结果出现较大偏差.图4为叶栅中径截面马赫数分布云图和吸力面速度矢量图,可知在吸力面顶部弧长的0.3处气流马赫数达到1.52,并且发生了边界层分离.

图3 叶片中径处表面无量纲静压分布



Fig.3

Dimensionless static pressure distribution at midspan of the blade surface

图4 叶栅中径截面马赫数分布云图和吸力面速度矢量图



Fig.4

Mach number and suction surface velocity vector distribution at middle section of the cascade passage



图5为叶片中径处表面无量纲静温实验值和模拟值的分布,无量纲静温T—=叶片表面温度/进口总温.通过对比可看出,压力面上经CFD软件计算的无量纲静温略小于实验值,无量纲静温相差最大处可达0.05.而吸力面的静温模拟值基本都高于实验值,且边界层分离和超音速气流激波的交互作用导致计算结果与实验值相差很大,无量纲静温相差最大处可达0.1左右.文献［9］的实验并没有在叶片尾缘附近布置热电偶,因此未测量尾缘附近的温度.但是由计算结果可知,进口温度均匀时尾缘处叶片表面温度最高.从图3可看出,进口温度的分布对叶片表面的压力分布几乎没有影响.而两次模拟过程,除叶栅进口温度分布外其它条件不变.从图5可看出,进口温度不均匀时叶片表面的无量纲静温度要比进口温度均匀时高0.05~0.09左右,压力面的冷却效果较好,两者无量纲静温相差0.05左右,但是吸力面的冷却效果略差些,两者的无量纲静温相差0.07左右,最大处(叶片前缘附近)甚至达到0.09.虽然叶片温度的计算存在一定误差,但用于计算热应力仍具有一定的参考价值.

图6(a)和(b)分别为进口温度不均匀与进口温度均匀的叶片中径截面温度.从图中可见,叶片前缘附近三个冷却孔的冷却效果非常明显,虽然

图5 叶片中径处表面无量纲静温分布



Fig.5

Static temperature profile at midspan of the blade surface

图6 叶片中径截面温度



Fig.6

Temperature distribution at middle section of the blade



叶片的温度并不高,但是三个孔到叶片表面这个区域却是叶片温度变化最大的一段;叶片温度沿叶片前缘到叶片尾缘方向逐渐升高,而从叶片表面到冷却孔逐渐降低;叶片尾部温度最高,可能是由于冷却孔太少造成的,但是叶片温度过高会造成叶片使用寿命降低.

2 有限元热应力分析

应用ANSYS软件计算热应力,采用solid186单元.图7为叶片有限元模型,共150 800个网格单元.计算过程中施加由CFD软件计算得出的叶片温度载荷,此处利用ANSYS中的profile conservative插值方法,将气热耦合计算的叶片温度场传递到有限元单元节点上.该差值方法可保证局部温度值的精度［11］.结构计算中不对叶片施加约束边界条件.

图8、图9分别为进口温度不均匀和均匀时叶片各处的热应力.从中可看出,涡轮进口温度不均匀时热应力最大集中在叶片前部三个冷却孔的内壁附近,而涡轮进口温度均匀时热应力最大在叶片顶部端面压力面靠近冷却孔处.

从叶片的压力面和吸力面看,冷却孔四周的热应力明显大于冷却孔之间的区域,叶片前部的热应力明显大于叶片后部的热应力.从两个工况比较来看,进口温度不均匀时叶片的热应力比进口温度均匀时高10%左右.

图7 叶片有限元模型



Fig.7

Finite element model of a blade

图8 进口温度不均匀时叶片各处热应力



Fig.8

Thermal stress in the blade under nonuniform inlet temperature profile



图9 进口温度均匀时叶片各处热应力



Fig.9

Thermal stress in the blade under uniform inlet temperature profile

3 结 论

(1) 燃气涡轮进口温度的分布不均对叶片表面的压力分布几乎没有影响.该叶片压力面的冷却效果优于吸力面的冷却效果.

(2) 当叶片吸力面气流加速达到音速并发生边界层分离时,超音速的激波与边界层分离的交互作用,难以准确地对流动进行预测.

(3) 燃气轮机进口温度不均匀时,叶片所受的热应力增大.就本文研究的叶片而言,叶片前缘所受的热应力远大于叶片尾缘,必要时应适当改进冷却方式以降低叶片的温度梯度,从而降低叶片的热应力.而针对叶片尾部的温度过高问题,也应加以改善,以延长叶片的使用寿命.

参考文献:

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涡轮叶片 篇4

一、样品情况概述及分析方法

此次分析的叶片样品共有四种, 分别是日本TD04叶片、美国BV39叶片、国外OP1000叶片和国产的德博公司HL叶片。分析方法是:a.用老虎钳缓慢折弯叶型的尖端, 观察其韧性;b.用排水法测量密度;c.截取产品中柱特征, 测试硬度 (HRB、HV1) ;d.将上步骤样品抛光、侵蚀、观察显微组织;e.用酸将产品剩余部分的表面清洗干净, 测其C、N、O含量 (ppm) 。

二、密度、硬度、韧性和成分分析

密度采用排水法测定, C/N/O采用化学分析法测定。密度、硬度、成分测量结果见表1。

*备注:国产HL样品的硬度与烧结气氛相关, 在73-90范围内波动

由于没有对应样品的拉伸样, 无法对样品的拉伸强度和延伸率等韧性指标进行准确的定量测试, 因此采用折弯试验定性表征叶片的韧性。折弯试验结果见表2。

维氏硬度测量结果是:

1.美国叶片样品的硬度最高, 但材料表面和内部硬度差异较小, 约为223HV1/20, N含量较高, 说明烧结过程导入氮气可以硬化整个材料;

2.日本叶片样品内部硬度约为178HV1/20, 表面硬度稍高, 约为205HV1/20, 叶片在使用过程中也与废气中的氮气反应, 硬化样品的表面;

3.国产HL样品内部硬度约为170HV1/20, 表面硬度约为220HV1/20, 表面和芯部硬度差异较大, 硬化层厚度约为0.15-0.39mm。其原因是:在烧结完成后的降温过程中, 往炉膛中导入氮气, N元素可以通过在奥氏体基体中固溶、产生CrN等形式增加材料的硬度[1], 从而获得了表面较硬、芯部较软的效果, 但是, 由于叶型的尖端很薄, 所以采用这种工艺制备的叶片的尖端会较脆。

三、能谱分析

采用扫描电镜 (SEM) 在1000X放大倍数下, 框选整个视野, 进行能谱分析, 结果如表3所示。

从上表中我们可以得出以下结论:

1.美国叶片、OP001和国产HL样品的成分基本一样, 且均含有一定量的Nb, 估计原料均为HK30或310N;

2.日本叶片样品的成分与310S比较接近, 无Nb元素的存在;

3.Nb有细化晶粒、增加高温抗蠕变、稳定C元素等作用, 含Nb的HK30/310N应更适合于叶片产品的使用条件。

四、显微组织

下图是摘录的典型显微组织:

通过对四种叶片的显微组织观察, 得出下表的结果:

四、结论

1. 成分:

日本叶片样品的成分与310S相近, 也是耐热不锈钢的一种, 与HK30/310S的差异为没有Nb, HL及其余两种国外样品材料为HK30/310N;

2. 韧性:

日本叶片和OP001样品的韧性较好, 国产HL样品次之, 美国叶片样品最脆;

3. 硬度:

美国叶片样品硬度最高, 约为HRB90, 其次为日本叶片和OP001样品, 约为HRB82-84, 国产HL样品的硬度与烧结气氛有关, 随着烧结气氛的不同, 硬度在HRB75-90之间波动;

4. 密度:

四种叶片的密度在7.664g·cm-3-7.775g·cm-3之间;

5. 制作工艺与显微结构:

OP001样品的显微组织与美国叶片、国产HL样品不同, 其中的NbC主要呈网状分布在晶界, 密度也较高, 可能采用铸造工艺生产;美国叶片样品与国产HL样品的显微组织基本相同, 应都采用MIM工艺生产。

综上所述, 喷嘴环叶片用HK30/310S材料更能适合在高温工作;用MIM工艺制作的喷嘴环叶片在晶界颗粒和晶内颗粒析出大量NbC, 如高温下用氮气保护, 能生成 (CrFe) Nx相, 起到增加高温稳定性和提高硬度作用, 所以MIM工艺更适合制作喷嘴环叶片, 当叶片尖部厚度较厚时宜采用在氮气中烧结的方法, 当叶片尖部厚度较薄时宜采用在降温过程中导入氮气进行冷却的方法。

参考文献

涡轮叶片 篇5

运用多项式原理和UG/GRIP技术对冲击式涡轮静子叶片进行造型设计,获得了一种先进的涡轮参数化设计方法,从而能够及时、直观地考察叶片的.气动特性.同时可采用交互方式对涡轮设计参数进行修改,增强了涡轮计算机辅助设计系统的交互设计能力,有利于提高涡轮设计质量.

作 者：严俊峰 焦烨 Yan Junfeng Jiao Ye 作者单位：严俊峰,Yan Junfeng(西安航天动力研究所,陕西,西安,710100)

焦烨,Jiao Ye(西安邮电学院,陕西,西安,710061)

涡轮叶片 篇6

涡轮叶片的工作状态是盆、背锯齿冠相互搭接, 由于盆向锯齿冠一般设计为锯齿形单斜面, 因此其背向的锯齿冠为双斜式锯齿形斜面。这样, 用三坐标测量工具检测涡轮叶片的锯齿冠所有角度和位置尺寸就非常麻烦, 因为受加工工艺的限制, 设计基准和加工基准往往不统一, 为保证设计和装配要求, 工艺往往采用专用测量工装进行测量。这就需要设计两台专用测具分别检测盆、背锯齿冠角度和位置尺寸, 并通过设计一套叶片标准件对表来达到检测目的。

2 涡轮叶片锯齿冠的设计要求

2.1 叶片三维图

低涡轮工作叶片是由锯齿冠、叶身型面、下缘板单个榫齿构成, 叶片依靠榫齿定位安装在涡轮盘中, 并通过锯齿冠斜面相互搭接锁紧, 所以锯齿冠斜面的空间位置无论从装配还是性能上都是非常重要的部位, 见下图1。

2.2 叶片测量位置设计分析

由于背向锯齿冠与下一个叶片的盆向锯齿冠相搭接, , 因此第一个叶片的盆向锯齿冠的平面是绕发动机轴线旋转2.5度成为下一个叶片的背向锯齿冠平面。测具设计主要考虑将叶片放置便于检测合适的位置, 根据设计图和规范规定, 盆、背锯齿冠角度和位置尺寸的位置度公差为0.2mm, 标准件设计按叶片名义值设计, 见下图2。

3 测具结构的设计

3.1 盆向锯齿冠测具的设计

定位是利用单齿两侧面、榫头缘板侧面B1点、锯齿冠缘板侧面B2点及某截面叶背向M点。测具设计应用六点定位原理, 为了消除榫齿加工侧面与齿牙垂直误差, 采用单齿微扭转锁紧机构。当需要扭转时将NO:8插销拔出使定位块NO:12绕支座NO:11旋转, 旋转到位时用NO:9将NO:11 NO:12锁紧, 如图3, 图4所示。榫头缘板X方向B1点采用R1与该点所在斜面相切的定位样板定位, 同样锯齿冠缘板X方向B2点采用R1与该点所在斜面相切的定位样板定位;叶背向M点采用0.5宽样板与该点所在截面曲线相切的定位样板定位。测量表座设计与被测表面相平行的平面作为平台, 表座在该平台上滑动测量, 测量表采用杠杆数显表测量叶片是否合格。

3.2 背向锯齿冠测具的设计

如图5所示。定位也是利用单齿两侧面、榫头缘板侧面B1点、锯齿冠缘板侧面B2点及盆向锯齿小斜面。测具设计应用六点定位原理, 为了消除榫齿加工侧面与齿牙垂直误差, 采用单齿微扭转锁紧机构。榫头缘板X方向B1点采用R1与该点所在斜面相切的样板定位, 并利用已加工好的盆向锯齿冠两斜面定位。测量表座的设计是与被测表面相平行的的双斜面作为平台, 表座在该平台上滑动测量, 测量表采用杠杆数显表测量叶片是否合格。

3.3 盆、背锯齿冠标准件的设计

为了减少重复定位误差, 盆向锯齿冠标准件与背向锯齿冠标准件采用合并设计。模拟叶片形状大小设计标准件, 标准件榫齿齿牙形状大小与叶片一致, 榫头缘板侧面可以模拟成小平面, 叶身型面M点模拟成圆弧型面, 盆、背向锯齿冠形状、大小也与叶片一致, 考虑刚性厚度加大。

为便于标注及检测设计使用工艺球, 建立各定位面与工艺球空间位置关系, 并建立各定位面与测量面角度关系。主要是榫齿斜、侧面与工艺球的距离和角度关系, 盆向锯齿冠的斜、侧面直接标注和检测至工艺球位置尺寸和角度关系;而背向锯齿冠是通过沿与水平方向夹角看至背向锯齿冠双斜面到工艺球位置尺寸, 并与盆向锯齿冠斜面的角度关系, 如图6所示。

3.4 锯齿冠测具及标准件

测具和标准件设计采用模块化设计, 利用UG三维建模, 将测具各部件设计成参数化模块, 改变模块结构尺寸, 进行参数化驱动调试;将工装模块进行固化、逻辑智能设计调试设计, 为今后再设计同类测具提高效率和质量, 降低成本, 缩短设计和制造周期。

结语

用两套测具和一套标准件分别检查盆、背锯齿冠结构尺寸, 此项设计既简单, 方便测量, 又可以提高盆、背锯齿冠相互位置精度。盆向锯齿冠既用于磨盆向锯齿冠对表面, 又作为磨背向锯齿冠的定位面, 这样, 设计成一套标准件可以避免两次制造产生的误差, 提高检测精度。

测具和标准件通过叶片的检测应用, 达到了良好的效果。测具采用参数化设计减少了设计同类测具时间, 大大地提高了设计工作效率;也为工装设计开辟了新的设计思路和理念, 同时也填补了工装领域的技术空白

参考文献

[1]机械设计手册【Z】.

[2]航空材料手册【Z】.

[3]金属材料与热处理【Z】.

[4]新编金属材料手册.机械工业出版社【Z】.

涡轮叶片 篇7

航空发动机高压涡轮工作叶片是发动机的重要零部件, 它的功能主要是将燃气的动能与热能转换成旋转的机械能, 涡轮转子叶片作为一个高速旋转的零部件, 承受着很大的离心载荷、气动载荷及热负荷, 但影响叶片使用寿命的最重要因素是振动与疲劳, 通过研究叶片的振动特性, 来分析叶片振动的主要因素, 从而采取措施使叶片避开危险工作状态或减弱振动对叶片的影响, 以保证叶片的强度。

某发动机高压涡轮工作叶片为新研制叶片, 根据试验任务书要求, 需对叶片进行振动特性测试, 为叶片振动监测、故障分析及排故提供依据。

2 测试系统

测试系统由电磁振动台、应力测量系统、振幅测量系统等组成。

3 试验件及试验状态

3.1 高涡叶片试验件由生产厂提供, 振动特性试验前进行叶片称重。

3.2 叶片频率测量范围:600Hz~10000Hz。

3.3 计算参考值:一阶频率:2307Hz;二阶频率:3740Hz;三阶频率:8284Hz。

3.4 边界条件:叶片榫头处夹紧。

3.5 试验温度:室温。

4 振动特性试验

4.1 高压涡轮工作叶片固有频率测试

由于叶片频率较高, 电磁振动台频率范围无法满足试验要求, 故采用敲击法进行叶片高频测试研究, 即通过振动信号分析系统对敲击叶片产生的振动信号进行自谱分析, 根据试验要求计算出叶片的前三阶固有频率。

4.2 高压涡轮工作叶片振型试测试

采用电磁振动台抛砂法进行叶片振型测试, 调整电磁振动台激振频率, 当激振频率等于叶片的固有频率时, 叶片产生共振, 同时叶身出现明显的振型, 由于振动台频率范围有限, 叶片第三阶频率较高 (f3=8361Hz) , 故振型无法做出。前两阶振型如图1、图2所示。

4.3 高压涡轮转子叶片应力分布测试

在一阶弯曲和一阶扭转振型下分别测量叶片叶身表面的应力分布情况。应变片粘贴位置如图3所示。

5 数据分析

5.1 本次试验共选用2片叶片进行, 通过数据分析和对比, 两片叶片的应力分布和振型完全一致。

5.2 叶片一阶弯曲应力最大点在叶片叶盆进气边根部。

5.3 叶片一阶扭转应力最大点在叶片叶盆进气边距根部10mm处。

参考文献

涡轮叶片 篇8

数值模拟法CFD是用计算机数值计算和图像显示的方法,它能在时间和空间上定量描述流场的数值解,从而达到对物理问题研究的目的[1]。CFD软件于20世纪70年代诞生在美国,在国外已逐渐被应用于搅拌器的流场特性研究中,但目前国内对CFD用于搅拌过程的研究较少。CFD有理论性和实践性的双重特点,比实验研究节约研究经费,缩短研究时间。开启涡轮式搅拌器是水处理、化工、冶金等行业中的常见设备,用CFD模拟其流场情况对产品开发和选型具有重要意义。

开启涡轮式搅拌器的叶片直接安装在轮毂上,叶片安放角指的是叶片平面与其运动方向的夹角[2],笔者借助于计算流体力学软件FLUENT对其在不同叶片安放角下的搅拌槽内流场进行模拟,分析了搅拌槽内流场分布和搅拌功率的情况,并计算出功率准数,然后通过实验验证了数值模拟结果的正确性,为搅拌器开发和选型提供了依据。

1 数值模拟

运用FLUENT6.3.26软件,采用MRF法、标准k-ε两方程模型和压力-速度耦合算法对搅拌槽内流场进行模拟计算。

1.1 搅拌器几何参数

搅拌槽为圆柱形平底,内径D=1 000 mm,搅拌槽内液面高度H=450 mm,工作介质为水。搅拌器为开启涡轮式搅拌器,叶片数为六叶,且对称布置,叶片形状为平直叶,叶片尺寸为140×40×2,搅拌器距槽底高度h= 225 mm,叶片安放角分别取实际中常见的四种情况,24°、45°、60°和90°,叶轮直径d=300 mm,叶轮转速分别取N= 50 r/min和N=5 r/min两种情况。4块平直挡板紧贴搅拌槽壁面对称布置,挡板几何尺寸为450×50×10。图1为45°安放角下的开启涡轮式搅拌器。

1.2CFD分析方法及边界条件设定

在搅拌槽流场的数值模拟中,可运用多重参考系法(MRF)、混合平面法(MP)或滑动网格法(SG)三种方法来模拟旋转的叶轮与静止的挡板及槽体的相互作用[3]。其中多重参考系法(MRF)和滑动网格法(SG)用于定常流动的计算,将搅拌槽内的流动作定常流动处理,并采用MRF法,因MRF法的计算量要较SG法小一个数量级,对计算机硬件设备要求较低,且模拟结果相当。将搅拌槽区域分为互不重叠的叶轮区域和叶轮外区域,叶轮区域采用旋转坐标系,叶轮外区域则采用静止坐标系,将搅拌叶轮区域与叶轮外区域之间相互重叠的面的边界条件设置为INTERFACE类型,两区域的速度匹配通过重叠面上的插值转换来实现。将自由液面的边界设置为SYMMETRY类型。

1.3 网格划分

应用前处理器GAMBIT建立搅拌槽计算域,采用非结构化网格分别对两区域进行网格划分,采用不同的网格间距,为了得出较为精确解和提高收敛的速度,对叶片表面进行了网格加密处理。图2为搅拌槽网格图,叶轮区域网格数为150 278,叶轮外区域网格数为221 657。

应用MRF法对计算域进行模拟时,将叶轮区域设定为旋转区域,即该区域内的水流和搅拌叶轮以相同的角速度进行旋转;同时将叶轮外区域设定为静止区域,即该区域内的水流是静止的。

1.4 控制方程与湍流模型

流体流动要受物理守恒定律的支配,基本的守恒定律包括:质量守恒定律、动量守恒定律和能量守恒定律,控制方程是这些守恒定律的数学描述,CFD正是基于这三大守恒定律来建立控制方程,因流体为不可压缩流体,其质量和动量守恒方程分别具有如下形式。

undefined(1)

undefined(2)

式中:ρfi为体积力;undefined为非定长项;undefined为对流项,i,j=1,2,3;undefined为压力梯度;undefined为扩散项。式(2)中i,j分别取1,2,3,一共包含三个方程式。对于湍流流动,湍流参量常表示为时均值与脉动值的叠加。故式(2)具有如下形式:

undefined

式中:undefined表示速度时均值,u′表示速度脉动值。

搅拌槽内水流的流动处于湍流状态,可运用零方程模型、一方程模型、两方程模型等一系列湍流模型来处理湍流流动,笔者选用标准k-ε两方程模型。

2 模拟结果分析

2.1 宏观流场分析

搅拌槽中的水流流动可认为是复杂的三维不可压湍流流动,包括沿叶轮径向的径向流,沿其轴向的轴向流和切向流。搅拌槽可分为5个区域:近叶轮区、叶轮正下方的排除区、叶轮轮毂下方的锥形区、槽底与槽壁交接的角区和主循环区[4]。图3为搅拌器转速N=50 r/min,叶片安放角分别为24°、45°、60°、90°时搅拌槽最大纵截面上的速度场。

3中可看出安放角与水流流态的关系。当安放角为90°时,水流以径向流为主,涡轮通过旋转将水流从轴方向吸入而向与轴垂直的方向排出。由于挡板作用,排出流遇到槽壁上下分开,以叶轮为界形成上循环流和下循环流,循环较弱;当叶片安放角为24°、45°、60°三种情况时,水流以轴向流为主,涡轮通过旋转将水流沿轴向向下排出,流体冲击槽底后转向,流向槽壁并沿槽壁排向液面,再从液面流向叶轮区域,在搅拌槽区域内形成较强的整体循环流,适用于需要强循环的操作。同时可见在四种安放角下,叶轮轮毂下方的三角形区域均形成两个低速循环流。

从图

2.2 时均流速分布

搅拌槽内流体的时均流速对搅拌混合效果影响很大。一般认为当液体的时均流速大于0.3 m/s时,可取得较好的混合效果。取搅拌槽最大纵截面与过搅拌叶轮轮毂中心的水平面的交线上部分点,利用FLUENT绘制出在搅拌转速N=50 r/min,安放角分别为24°、45°、60°、90°情况下,时均流速V沿搅拌槽半径方向变化的点线(图4)。

从图4可看出时均流速随安放角的增大而增大,水流的时均流速随搅拌槽径向的变化规律一致,时均流速的最大值均出现在R=150附近,即靠近搅拌器叶轮最大直径处,搅拌槽内水流流态稳定。

2.3 搅拌功率

具有一定结构形状的设备中装有一定物性的液体,其中用一定型式的搅拌器以一定转速进行搅拌时,将对液体做功并使之发生流动,这时为使搅拌器连续运转所需要的功率就是搅拌器功率。搅拌功率指的是搅拌器功率,它既是选择电动机功率的依据,亦是衡量搅拌效果的重要指标。

搅拌功率可按下式计算:

P=MW=2πNM (4)

式中:M为力矩(N·m),可通过FLUENT求出;N为搅拌器转速(r/s)。为研究搅拌功率随叶片安放角的变化情况,在搅拌转速分别为50 r/min和5 r/min两种情况下,以安放角θ为横坐标,搅拌功率P为纵坐标,作出的功率变化如图5所示。

通常以雷诺数Re≥10 000作为搅拌槽中液体达到湍流状态的标准。雷诺数可按以下公式计算:

undefined(5)

式中:N为搅拌器转速(r/s);d为搅拌器直径(m);ρ为液体的密度(kg/m3);μ为液体的粘度(Pa·s)。

当搅拌转速N=5 r/min时,根据式(5)算的Re= 7 500,此时搅拌槽内水流处于过渡流区域,尚未达到湍流状态。可看出该转速下搅拌功率随安放角的变化并不显著;当搅拌转速N=50 r/min时,Re=75 000>10 000,水流处于湍流状态,随着安放角的增加,搅拌功率急剧增加。可得出如下结论,当搅拌槽内液体处于湍流域时,叶片安放角是影响搅拌功率变化的重要因素。

3 实验

试验中搅拌器、搅拌槽的几何参数与数值模拟中相同,且工作环境不变。为了分析数值模拟结果与实际工作情况是否一致,选用高精度的测量仪器测量转速和功率。

转速测量选用OA型直读式多功能测速仪,测量周期为60 s,测量精度fn≤1 %;功率测量选用功率表,每次测量时都不计电动机的空载损耗和机械摩擦损耗,测量精度 fp=0.7 %。

实验时调整搅拌器转速,当转速分别为50 r/min和 5 r/min时,测量4种安放角下的功率,做出功率随安放角变化如图6所示。

将图6与图5对比可见两图中功率变化近似,数值模拟结果与实验结果有很好的一致性。

4 结论

1) 叶片安放角为90°时,水流以径向流为主,并以叶轮为界形成上循环流和下循环流,循环较弱;叶片安放角为24°或45°或60°时,水流以轴向流为主,并沿搅拌槽区域形成整体循环流,循环较强,适用于需强循环的操作。

2) 当搅拌槽内水流处于过渡流区域时,随着叶片安放角的增大,搅拌功率较为缓慢的增大;当水流处于湍流状态,随着叶片安放角的增大,搅拌功率急剧增大,即湍流状态下安放角是影响搅拌功率急剧变化的重要因素。

3) 时均流速随安放角的增大而增大,水流的时均流速随搅拌槽径向的变化规律一致,时均流速的最大值均出现在R=150附近,即靠近搅拌器叶轮最大直径处。

4) 当安放角变化时,循环量、搅拌功率和时均流速呈不同的变化趋势,在实际应用中,应综合考虑几个参数来选择适合的涡轮式搅拌器。

摘要：开启涡轮式搅拌器是水处理、化工、冶金等行业中的常见搅拌设备。叶片安放角影响其搅拌功率、流态。首先应用计算流体力学(CFD)软件对不同叶片安放角下的开启涡轮式搅拌器流场进行数值模拟,得出功率曲线和流场分布,然后通过实验验证了数值模拟的正确性,为开启涡轮式搅拌器的选型和设计提供了参考依据。结果表明当雷诺数(Re)较小时,随着安放角(θ)的增大功率增大并不明显,当Re足够大,水流处于湍流状态时,随着θ的增大功率急剧增大;当安放角为90°时,搅拌槽内水流以径向流为主,并以叶轮为界形成上循环流和下循环流,循环较弱,当叶片安放角为24°或45°或60°时,水流以轴向流为主,并沿搅拌槽区域形成整体循环流,循环较强。

关键词：搅拌器,安放角,数值模拟

参考文献

[1]王福军.计算流体动力学分析[M].北京:清华大学出版社,2004.

[2]王凯,虞军,等.搅拌设备[M].北京:化学工业出版社,2003.

[3]江帆,黄鹏.Fluent高级应用与实例分析[M].北京:清华大学出版社,2008.

涡轮叶片 篇9

随着燃气轮机广泛应用于发电、航空、航海等领域,人们对其性能的关注日益增加。提高燃气的涡轮前温度(TIT)是增加燃气轮机总体效率的最有效的途径之一[1],然而,燃气温度的提高又对叶片材料的耐热性及冷却技术提出了很高的要求。如果冷气量不足,叶片就会在运转中损害,反之,则会造成循环效率的损失。因此,在已知叶片耐热极限温度的前提下准确预测叶片冷却所需要的冷气量,成为一项关键课题。叶片冷气量的分配作为叶片冷却技术的重要内容,受到人们的高度重视。建立一个叶片温度分布及冷气需求量的计算模型具有十分重要的意义。许多研究人员对此进行了一系列研究,并提出了一些简化模型。

文献[2,3]提出了一种冷气需求量的计算模型,将影响换热的叶片内部几何参数统一以一个冷却水平参数Z来考虑,这一参数与冷却技术的发展相关,主要通过经验获得。叶片的内外壁面换热系数都选取了经验公式的平均值,计算误差较大。文献[4,5]从涡轮叶片物质和能量平衡的角度,给出了估算叶片冷却空气量的方法。

现以某型发动机第一级动叶为例,以叶片温度场的耦合计算为基础,通过对叶片温度分布以及内部冷气流动参数的分析,得出冷却所需要的最小冷气量。

1计算模型

采用迭代的方法计算最小冷气流量,即首先根据工程经验假定一个冷气流量分配方案,进行叶片温度场耦合计算,获得叶片表面温度分布,从中确定最大温度值及其位置,观察其是否超过叶片的耐热极限温度,并对冷气进口流量进行相应的调整。如此反复计算,则可估计出叶片冷却需要的最小流量。这一方法的关键就在于叶片温度场的计算[6,7]。

叶片温度场的计算,其实质为导热计算。本计算中的导热计算通过商业软件中的导热计算模块实现。应用该计算模块加载第三类边界条件,即叶片内外表面的温度(T)和换热系数(h)。叶片内表面的温度和换热系数应用西北工业大学自主开发的空气系统计算程序得到,外表面的温度和换热系数使用涡轮叶片外换热边界层程序计算。通过导热计算软件的UDF接口程序,将上述计算所得的边界条件加载到导热计算模型中,即可计算出叶片壁面的温度分布情况。

计算叶片结构及其冷气系统如图1、图2所示,冷气在叶片内部分为3条流路,七个带肋通道(如图1中1—7所示)。整个叶片总共布置有六排气膜孔用于叶片冷却,分别对前缘、压力面鳃区及尾缘(具体位置为图1中①—⑥所示)进行热防护。从图2中可以看出叶片冷却系统的基本流路:冷气从叶根处的三个进口分别进入叶片,温度为473K。前缘由进口1进入通道1,向叶尖流动,最后从前缘气膜孔、吸力面气膜孔和叶尖出流孔流出。中段由进口2进入通道4,向叶尖流动,在叶尖处180°转弯进入通道3向叶根流动,在叶根处又经180°转弯进入通道2,最后从压力面气膜孔和叶尖出流孔流出。尾缘由进口3进入通道5,向叶尖流动,经过两次180°转弯依次流过通道6和通道7,在通道7中,一部分气流从压力面气膜孔和叶尖出流孔流出,另一部分从孔冲击进入扰流柱区域,最后从尾缝排出。

2叶片温度场计算

2.1叶片内表面边界条件计算

叶片内表面的热边界条件是利用西北工业大学自主开发的空气系统计算程序得出的。由于叶片内部的空气系统相对复杂,进行数值分析计算具有一定的难度,因此采用流体网络法进行计算。将叶片内部空气系统中的孔、管、突扩、突缩、扰流柱等部件看作不同元件,用代码表示,并将它们之间的相互连接关系用网络图的形式表现。计算过程中,各个元件的几何参数直接从叶片几何模型中提取,所需其他参数均从相关文献和实验中获得,叶片内部通道表面的换热系数计算均采用公认的经验关系式来进行。图2中的冷气流动系统网络图如图3所示。

根据叶片模型及燃气数据按照一定格式准备输入文件,通过空气系统计算程序得到各个换热元件的壁温和换热系数。表1为通道1及通道4中部分带肋通道表面换热系数和壁温。

2.2叶片外表面边界条件计算

所采用的涡轮叶片外换热计算程序,是以Patankar-Spalding共同完成STAN5程序为基础开发改进的。在有气膜冷却的条件下,依靠经验公式对涡轮叶片的外换热进行修正。在进行外换热计算之前,首先用CFD软件计算叶栅通道的流场,提取叶片外表面边界层外缘的静压或者马赫数分布,将其与主流燃气参数(燃气温度、叶栅进出口静压等)一起作为外换热计算程序的输入文件,从而计算叶片外换热系数及壁温。图4即计算得到的叶片中截面的外换热系数分布。横坐标为无量纲的相对弧长,压力面尾缘-前缘-吸力面尾缘的坐标依次为-1-0-1。

从图4中可以看出,叶片前缘的换热系数最大,达到了7 000左右,这是由于主流燃气对叶片前缘的强烈冲击引起的。在叶片压力面,换热系数从前缘开始迅速下降,当它的值下降到3 000左右时,基本保持恒定。只在相对弧长s=-0.25和s=-0.75时,换热系数有明显的提高,这是因为叶片压力面鳃区和尾缘处的气膜孔对叶片壁面流场的强烈扰动引起的。在叶片吸力面,换热系数同样从前缘下降,在相对弧长s=0.2时,有一个大幅提升,这也是吸力面气膜孔作用后的结果。然后吸力面的换热系数保持在4 000左右。吸力面换热系数大于压力面是因为吸力面燃气速度大于压力面。

2.3边界条件的处理

在进行导热计算时,由于并不知道叶片内外表面各个节点的温度和换热系数,因此要对边界条件做以下处理:对于叶片内表面,将空气系统网络中的各个元件上的节点按元件号分为一组,并与空气系统计算程序里的元件号建立一一对应关系,这样通过接口程序就可以将空气系统程序计算得到的每个元件表面的温度T和换热系数H作为叶片内表面各换热元件的平均值赋予该组的各个节点;对于叶片外表面,外换热程序计算出的结果为三个截面上的温度和换热系数随相对弧长的数值变化,与叶片外表面上的各个节点并不是一一对应的关系,因此要通过三维曲面插值程序[8],计算出各个节点的边界条件(h,T),并将所得边界条件赋值给各个节点。

2.4叶片温度场计算

对于涡轮叶片温度场的计算,采用了商业软件中的导热计算模块实现。首先对叶片模型进行网格划分,然后在导热模块中加载边界条件,进行导热计算,得到叶片各个节点的温度。再用所得的叶片表面温度修正前文所述的内外换热程序的计算结果,如此迭代数次,直到前后两次计算结果相差小于1K即认为计算收敛。在计算中通过批处理文件(.bat)将内外换热及导热计算等一系列迭代计算过程整合在一起,这样就大大减小了工作量。

3冷气流量计算

使用试算的方法计算叶片冷却所需冷气流量。即在计算开始时根据以往工程经验假设一个冷气流量,然后通过上述过程进行叶片温度场计算,提取所得温度场结果中的最高温度值,观察其是否符合所要求的结果,如果计算结果超过预定值,则增加入口冷气流量,直到结果符合设计要求为止。本计算通过一系列迭代计算,表2为一部分典型的计算结果。

作为研究对象的涡轮叶片,其最大的设计温度为1 300 K,燃气平均温度1 500 K,每个叶栅通道的燃气流量为6.77 kg/s。冷气温度为473 K。从图5、图6可以看出,叶片温度的峰值一般出现在前缘或者尾缘附近。这些区域是需要重点冷却的位置,所需的冷却空气量也大,因此在进行冷气量分配时,要重点考虑进口1和进口3的冷气量。经过多次计算后,工况1的冷气量接近叶片设计温度,下面对工况1中的三个进口的流量值进行微调,以探讨最小冷气需求量。

工况1计算得出的叶片最大温度(Tmax)为1 305.88 K,其位置如图6所示,处于靠近叶根处的压力面尾缘,说明尾缘区域冷却不充分,需要增大进口3的冷气流量,即为工况2.工况2计算得出的Tmax=1 297.34 K,低于1 300 K。本文中需要探讨的是叶片的最小冷气需求量,因此应该尽可能减小冷气量。工况2中叶片温度分布情况及Tmax的位置与工况1相同,前缘位置温度相对较低,可以减小通道1的冷气量进行计算,即为工况3.工况3的Tmax=1 298.82 K,其位置变化到叶片前缘处,其温度分布见图6,温度满足设计要求。可见此时进口1的流量也已经达到了最小值。最后调整进口2的流量分配。叶片中弦区域虽然温度普遍较低,但是进口2的冷气量对叶片前缘区域和尾缘区域仍然有一定的影响。减小进口2的冷气流量,当其流量减小到0.04 kg/s时,Tmax=1 299.11 K,位置与工况3相同,达到设计要求。工况4的冷气流量即为最后所得最小冷气量。

4结论

1) 由上述计算所得结果分析,涡轮叶片中的高温区域一般处于叶片前缘或者尾缘,冷气需求量较大,在进行冷气量分配时要重点考虑这一区域;

2) 计算所得的最小冷气需求量为0.293 kg/s时,占燃气总量的4.3%,此时叶片最高温Tmax为1 299.11 K;参照相关资料[9,10],此类型的燃气轮机第一级静叶的冷气量一般占压气机出口总气量的4.4%,本文的计算结果与其基本相符,可见运用本文给出的计算方法求出的燃机的最小冷却空气需求量,其计算精度是满足实际的工程分析需要的;

3) 这种方法准确快捷,计算结果相对准确,为涡轮叶片冷气流量的分配和优化提供了可靠的工程方法。

参考文献

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涡轮叶片 篇10

涡轮叶片是汽轮机、燃气轮机、航空发动机、工业透平等动力设备的关键部件, 由于其处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位而被列为第一关键件, 并被誉为“皇冠上的明珠”。

无锡透平叶片有限公司是我国大型涡轮叶片专业化制造企业, 生产各类动力透平机械叶片, 经过30余年的不懈努力, 已经成为我国涡轮大叶片的专业制造中心。为了实现企业的战略目标, 必须协力打造“叶片制造专业化”, 在硬件上形成“全球叶片专业化制造中心”, 同时发展涡轮叶片的科研和检测, 掌握涡轮叶片的核心技术。基于企业自身健康、全面发展需要, 无锡透平叶片有限公司结合工厂整体搬迁和发展改造, 提出要建设国家大型涡轮叶片研发和检测中心, 实现企业质的飞跃。

2. 项目主要内容

(1) 建设目标。

通过本次项目扩建, 到2015年达到年产成品叶片55万片;商品锻件重点向航空等领域的高、精、尖方向发展, 使之形成商品锻件12万件能力, 实现年销售收入20亿元。

(2) 主要内容。

①新建锻压联合厂房、热处理及模具联合厂房、叶片加工联合厂房、叶片精整厂房及成品库等生产厂房及生产辅助设施, 规划新建总建筑面积约13.8648万平方米。

②本着充分利用现有生产设备的原则, 叶片加工保留现有的生产设备, 对粗加工能力不足部分外协解决, 并预留一定的生产场地, 以备今后发展;锻压生产保留现有生产设备, 增添国际先进的锻造设备。

③新增研发和检测关键设备, 如大叶片自动无损探伤仪、扫描电镜、大型三坐标测量仪、大型静频力矩平衡检测装置、大叶片激光淬火 (焊接) 装置等。

④公用工程方面, 工业废水采用集中处理并循环使用;电源采用35k V降压站供电, 并在厂区内按生产需要设置19台变压器 (设在各厂房内) , 厂区内设置1个天然气调压站、2个压缩空气站 (设在厂房内) 等。

(3) 主要财务数据。

本期项目新增总投资91 870万元, 其中固定资产投资为85 000万元 (含外汇4935.8万美元) , 铺底流动资金6870万元。

项目达产后正常年份可实现销售收入200 000万元, 其中新增销售收入120 000万元, 实现新增利润总额30 801万元, 项目新增投资内部收益率为29.59%, 投资回收期为6.38年 (含建设期) , 财务净现值 (ic=12%) 为68 337万元。

(4) 项目社会效益。

本项目的实施可提升我国大型涡轮叶片 (尤其是核电叶片) 和航空锻件的制造水平, 拓展大型涡轮叶片的制造、研发和检测, 促进关键行业的技术进步, 为我国涡轮机械的发展和升级, 实现产品国产化, 参与国际竞争作出重大贡献。

另外, 企业规模的扩大, 不仅可以带动周边地区的制造业水平, 促进金属材料行业特殊制造技术发展, 还可以为社会带来更多的就业机会。

3. 市场需求预测

大型涡轮叶片应用比较广泛, 主要分布在航空、航天、能源、交通、水利、环境保护、化工和石油等领域。本文以能源和航空领域的分析为例。

(1) 汽轮机及燃气轮机叶片市场。

国家《电力工业“十一五”规划及2020年远景规划目标》提出我国电力工业发展的基本方针是:深化体制改革, 加强电网建设, 大力开发水电, 优化发展煤电, 积极发展核电, 适当发展天然气发电, 加快新能源开发, 重视生态环境保护, 提高能源效率。

2006年底我国电力装机容量突破6亿千瓦, 2007年底达到7亿千瓦。根据国家开发银行2007年预测, “十一五”及“2020年发展规划”的装机容量很可能提前完成。我国2010-2030年电力需求见表1和表2。

(2) 航空发动机叶片市场。

现代航空发动机正朝着增加推力、减轻重量、降低油耗和减小噪音的方向发展, 涡轮风扇发动机正是适应这一要求而发展起来的。其中, 风扇叶片是涡轮风扇发动机的重要零件, 其叶身长、叶弦宽, 形状复杂。目前全球民用航空发动机年产量约为5千台, 按照每台需30片叶片计算, 民用航空风扇叶片的市场需求量约为15万片。

4. 建设方案与项目组织实施设计

企业实施以“模锻+数控型面铣+数控砂带磨”为核心内容的叶片制造工艺技术升级, 初步实现了叶片制造专业化建设预定目标。但目前锻造设备生产能力不强, 仍然难以适应市场需要, 尤其需要承担百万千瓦级核电汽轮机末级长叶片, 其高度为1250~1450mm, 最大可能达到1829mm。国产化以及航空锻件任务制约公司发展, 目前的产品等级及生产能力都无法满足市场需求, 因此需要对项目建设方案做详细设计。

(1) 工艺技术方案设计。

①锻压生产区由锻压联合厂房和热处理及模具联合厂房2部分组成, 主要承担末级、次末级及引进机组末三级中大叶片、超长超大核电叶片的下料、制坯、锻压成形、热处理以及部分航空叶片、航空锻件的锻压成形、模具加工及锻件成品存放。200毫米以下小叶片直接用方钢铣削, 不采用模锻成形工艺。

②叶片生产区新建叶片加工厂房, 结合公司要求及叶片生产工艺性质, 以生产车间的方式设置大叶片生产区、压气机及中小叶片生产区、方钢叶片生产区, 分别布置在各跨内, 使之功能分区明确。

(2) 建筑安装工程方案设计。

①生产厂房为单层重钢结构, 生产类别为戊类, 耐火等级二级;生产办公用房为3层钢筋砼框架结构, 耐火等级二级。

②综合楼建筑为3层框架结构, 处于厂区西南角, 建筑主入口设于整体的东南角;研发楼建筑为5层框架结构, 与综合楼相对, 建筑主入口设于整体的西南角, 这样有利于和厂区入口有较好的连接。

③公用工程方案:设计有市政给水管、市政雨水管及市政污水管, 市政污水管最终至市政污水处理厂;厂区设置35k V降压站, 二路20k V电源接至附近开关站;厂房办公楼等部分防雷在屋面设避雷网, 利用建筑物的柱子钢筋及基础内钢筋作为防雷接地装置;全厂范围内蒸汽接自开发区市政蒸汽管网, 进厂区设计量远传装置, 天然气由开发区燃气公司中压天然气管道供应;厂房尽量采用自然通风方式, 屋面设通风采光天窗, 会议室、设备机房等区域设机械排风系统, 排风量按维持室内空气平衡计算确定。

④环境保护、消防、劳动安全及节能:本项目可能产生的主要污染有噪声、振动、喷丸清理和抛磨工序产生的粉尘、模锻加热炉产生的烟尘、乳化液废液及生活废污水、生产和生活垃圾, 均按照环保要求处理;按GB50016-2006《建筑设计防火规范》、GB50352-2005《民用建筑设计通则》中有关规定及要求, 认真贯彻“预防为主, 防消结合”的方针;严格执行国家有关劳动安全与工业卫生设计的规范标准;采用能源合同管理对能源进行系统化管理。

(3) 项目实施进度设计。

考虑本项目2015年达产, 根据项目内容和分年度投资计划, 建议其实施进度如表3所示。

5. 项目投资结构

本期估算结果的新增总投资91 870万元, 其中固定资产投资为85 000万元 (含外汇4935.8万美元) , 铺底流动资金6870万元。其资金来源:

①企业自筹55000万元用于固定资产投资, 自筹来源为募集资金和国家补助资金共计25 000万元, 搬迁补偿资金30000万元。

②申请银行长期借款30 000万元。

③短期借款6870万元, 用于铺底流动资金。

④所需外汇4935.8万美元拟申请市场购汇, 其金额已包括在上述资料中。

6. 项目财务评价

(1) 财务盈利能力分析。

①静态盈利指标分析。

②现金流量分析。财务基准收益率按12%、项目计算期按15年、第7年达产计算。根据“现金流量表”计算内部收益率、财务净现值和投资回收期, 其结果如表4所示。

(2) 清偿能力分析。

本项目的新增长期借款偿还期为7.2年。偿还借款本金的资金来源为未分配利润、折旧费及摊销费部分。需偿还的资金为项目新增的长期借款, 长期借款年利率按5.94%计算, 长期借款按4年等额还款计算, 虽然借款额较大, 项目达产期较长, 但借款比例不大, 长期借款在4年内就可还清, 说明项目还款能力较强。

(3) 不确定性分析。

①盈亏平衡分析。本项目实施后, 企业达产年的固定成本为39 065万元, 可变成本为111 265万元, 据此计算盈亏平衡点BEP (生产能力利用率) =固定成本÷ (销售收入-可变成本-销售税金附加) =39065÷ (200000-111265-2086) =45.1%。

②敏感性分析。分析可知影响企业效益最敏感的因素是产品销售价格, 其次依次为经营成本、产品产量及投资支出, 本项目对价格因素极度敏感, 主要表现为经营风险, 即销售价格与经营成本。生产纲领中核电叶片、航空锻件部分市场还需开拓。因此, 企业应做好开拓市场、加强内部管理、控制成本等一系列工作, 早日占领市场, 降低项目的经营风险。

(4) 主要经济数据、指标及结论。

通过以上分析可知, 项目达产后正常年份可实现销售收入200 000万元, 其中新增销售收入120 000万元, 实现新增利润总额30 801万元, 项目新增投资内部收益率为29.59%, 投资回收期为6.38年 (含建设期) , 财务净现值 (ic=12%) 为68 337万元。以上指标是按有效投资55 000万元为基础计算。由此可见, 虽然项目投入较大, 达产年限较长, 但是在本次扩建改造后, 投资效益放大, 高于预期水平和行业平均, 并具有一定的抗风险能力。因此, 只要能达到预期, 本项目技术改造建设可行。

7. 项目结论

本次项目的实施, 在硬件上建设了大型涡轮叶片制造和航空锻件生产基地, 在软件上建设了大型涡轮叶片研发和检测, 打破国外技术垄断, 使公司掌握涡轮叶片制造和研发的核心技术, 实现公司健康、全面发展。本项目符合《核电中长期发展规划2005-2020》和《国务院关于加快振兴装备制造业的若干意见》等的国家产业政策, 项目产品具有广阔的市场前景。

本项目在产品制造技术上具有国际先进水平, 在涡轮叶片研发上具有行业前瞻性, 并具有良好的适应性, 可提高我国大型涡轮叶片制造和研发水平, 并兼顾了航空锻件的提升, 使产品上品种、上等级、上质量, 满足我国对大型涡轮叶片及高性能锻件的迫切需要, 从软件、硬件2方面提升企业的水平, 可塑造出一个世界级先进叶片及航空锻件制造企业。

无锡透平叶片有限公司的跨越式发展, 符合国务院提出“打造先进制造业基地”的要求, 打破国外技术垄断, 对我国涡轮叶片制造业的发展将起重要引导和推动作用。

综上所述, 本项目实施后, 不仅能产生良好的社会效益, 也使公司形成规模化生产大型涡轮叶片的能力, 企业竞争能力明显提高, 为打造成世界级涡轮叶片制造企业奠定基础。

摘要：文章以国家大型涡轮叶片研发和检测中心建设项目为例, 通过对项目的投资分析, 提出工业企业建设项目可行性的报告。