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基于CGAN-SSA的涡轮叶片锯齿槽道冷却效率预测与结构参数优化
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作者 刘金江 韩泽涛 +3 位作者 黄鑫 张辉 周乐平 张润生 《热能动力工程》 北大核心 2026年第2期29-39,共11页
针对锯齿状槽道冷却结构的多参数优化问题,提出了一种基于条件生成对抗网络(CGAN)与麻雀搜索算法(SSA)相结合的方法。选取锯齿角度、槽道高度和吹风比作为设计变量,在锯齿角度为22.5°~60°、槽道高度为0.0127~9.525 mm、吹风比... 针对锯齿状槽道冷却结构的多参数优化问题,提出了一种基于条件生成对抗网络(CGAN)与麻雀搜索算法(SSA)相结合的方法。选取锯齿角度、槽道高度和吹风比作为设计变量,在锯齿角度为22.5°~60°、槽道高度为0.0127~9.525 mm、吹风比为0.5~2.0的参数范围内,利用CGAN模型实现气膜冷却效率的快速预测。结果表明:各工况下,CGAN模型预测的气膜冷却效率相对误差均小于5.5%;通过SSA算法进行结构优化,得到了最优设计参数(锯齿角度42.562°、槽道高度4.118 mm、吹风比2.0),优化后的面积平均冷却效率达到65.6%,较原始工况提高20.3%。 展开更多
关键词 气膜冷却 锯齿状槽道 条件生成对抗网络 麻雀搜索算法 冷却效率预测
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低介入航空发动机叶片动应力感知方法研究
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作者 闫锋 周勋垚 《民用飞机设计与研究》 2026年第1期89-96,共8页
涡轮叶片的健康状态是保证飞机安全性的一个重要指标。随着航空飞机的各项技术不断进步,单纯的使用应变片对飞机叶片的振动情况进行测量已经无法满足人类对检测便利和高效的需求。传统的方法通过在表面粘贴应变片来测量叶片动应力,但这... 涡轮叶片的健康状态是保证飞机安全性的一个重要指标。随着航空飞机的各项技术不断进步,单纯的使用应变片对飞机叶片的振动情况进行测量已经无法满足人类对检测便利和高效的需求。传统的方法通过在表面粘贴应变片来测量叶片动应力,但这种方法引线复杂且应变片寿命有限,难以实现长时间监测。为了更有效地检测叶片损伤,开展叶片动应力在线监测研究。基于叶尖定时原理和叶片动应力反演算法低介入感知叶片的动应力,利用SolidWorks对健康涡轮叶片和损伤叶片进行建模与仿真,获取前6阶的固有振型和频率,对比各项数据得出叶片裂纹对固有频率的影响,将模型导入ANSYS进行模态分析得出位移比为常数的结论印证了叶片动应力反演算法。结果表明:通过动应力反演算法观测叶片的振动脉冲信号可以反映叶片的健康状态,即叶片裂纹感知。 展开更多
关键词 涡轮叶片 建模 仿真分析 动应力反演 叶片动应力在线监测
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蜗壳-叶轮耦合安装条件下的向心涡轮动叶气动优化设计
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作者 张霖 刘汉儒 +2 位作者 黄鸿均 王世广 王掩刚 《推进技术》 北大核心 2026年第2期67-78,共12页
蜗壳与叶轮的耦合作用影响着工质在向心涡轮中的能量转换,对叶栅中的流动和涡轮整体性能有着重要影响。基于此,本文针对现有向心涡轮几何构型,对动叶展开蜗壳耦合条件下的优化研究,运用遗传算法与神经网络算法对叶型进行优化,以获得安... 蜗壳与叶轮的耦合作用影响着工质在向心涡轮中的能量转换,对叶栅中的流动和涡轮整体性能有着重要影响。基于此,本文针对现有向心涡轮几何构型,对动叶展开蜗壳耦合条件下的优化研究,运用遗传算法与神经网络算法对叶型进行优化,以获得安装状态低损失高效率的动叶几何。结果表明,单独叶轮优化后的叶轮几何虽然效率相比原型叶轮提升了2.4%,但与蜗壳匹配后膨胀比和输出功分别下降了4.6%和2.5%,涡轮整体性能下降;蜗壳-叶轮耦合安装条件下优化后的叶轮效率相比原型叶轮提升了1.01%,气流膨胀比和输出功提升了2.28%和2.29%,涡轮整体性能优于单独叶轮优化,实现安装状态叶轮优化效果。 展开更多
关键词 向心涡轮 蜗壳耦合 动叶 参数化 涡轮性能 气动优化
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带冠叶片振动形变与叶顶间隙解耦测量方法研究
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作者 包晗 竺晓程 +3 位作者 张引 欧阳华 杨阳 丁运良 《热能动力工程》 北大核心 2026年第2期106-113,共8页
针对旋转叶轮机械带冠叶片的轴向振动与叶顶间隙高精度同步测量需求,基于对测量模型的理论分析提出一种差分式双传感器排布的解耦测量方案,并通过进一步标定信号模量与物理参数间的三维多项式映射关系,实现针对带冠叶片的轴向振动位移... 针对旋转叶轮机械带冠叶片的轴向振动与叶顶间隙高精度同步测量需求,基于对测量模型的理论分析提出一种差分式双传感器排布的解耦测量方案,并通过进一步标定信号模量与物理参数间的三维多项式映射关系,实现针对带冠叶片的轴向振动位移与叶顶间隙的高精度反演。实验结果表明:当单周期采样点数达50点时,轴向振动位移与叶顶间隙预测值的决定系数分别达到0.995和0.988,均方根误差分别为0.064和0.058 mm;该测量方法通过分离信号间所包含的差模与共模特征有效解决了带冠叶片轴向振动与叶顶间隙解耦提取难题,并验证了差分式双传感器方案在实际测量中的可行性与精度优势,为带冠叶片健康监测提供了可靠技术手段。 展开更多
关键词 带冠叶片 电涡流传感器 解耦测量 叶顶间隙 轴向振动位移
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双层壁涡轮冷却叶片高效冷却结构的设计方法
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作者 周源昊 杜巍 +5 位作者 罗磊 李佳 杨修铭 贾乾坤 周海盟 闫晗 《推进技术》 北大核心 2026年第2期130-140,共11页
面向双层壁涡轮叶片的冷却设计问题,建立了一种具有较高鲁棒性和较高设计自由度的参数化设计方法。针对双层壁结构,提出了偏置曲线控制叶片壁厚-添加隔板划分冷却腔-以各腔室结构为单位添加冷却单元的设计流程。基于此,建立了包含壁厚... 面向双层壁涡轮叶片的冷却设计问题,建立了一种具有较高鲁棒性和较高设计自由度的参数化设计方法。针对双层壁结构,提出了偏置曲线控制叶片壁厚-添加隔板划分冷却腔-以各腔室结构为单位添加冷却单元的设计流程。基于此,建立了包含壁厚、隔板、尾缘劈缝、气膜孔、冲击孔以及扰流柱的参数化建模方法,并实现了对叶片多方位(叶身整体构型、内部腔室和冷却单元)的快速精确参数化设计,进一步得到了兼备气膜冷却、冲击冷却和扰流柱强化换热的高性能双层壁叶片。最终通过流热耦合数值仿真获得了叶片的温度场,结果表明,叶片表面的平均温度T_(w)为1190 K,整体冷却效率η达到了0.746。该方法实现了高效冷却结构的精确设计,从而提高了涡轮叶片设计效率。 展开更多
关键词 涡轮叶片 双层壁 冷却结构 参数化建模 数值仿真
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基于符号回归的高温叶片流场快速计算
6
作者 衡元 王鸿江 王炜哲 《热能动力工程》 北大核心 2026年第2期114-122,共9页
为实现复杂汽轮机叶片流域的快速计算,针对汽轮机高温段变反动度叶片流场,提出了一种基于符号回归的本征正交分解-降阶模型(Proper Orthogonal Decomposition-Reduced Order Model, POD-ROM)方法。通过ANSYS CFX软件进行高保真全阶仿真... 为实现复杂汽轮机叶片流域的快速计算,针对汽轮机高温段变反动度叶片流场,提出了一种基于符号回归的本征正交分解-降阶模型(Proper Orthogonal Decomposition-Reduced Order Model, POD-ROM)方法。通过ANSYS CFX软件进行高保真全阶仿真获取叶片流场快照数据,利用POD分解提取主要能量模态,并将全阶流场投影至模态空间以获得模态系数。结合符号回归方法建立了边界参数与模态系数之间的非线性映射,实现了对叶片流场的高效预测。结果表明,该方法基于二范数的相对误差(L_(2)相对误差)低于1%,计算效率相比商业有限元软件提升约5.18×10^(6)倍,在精度与速度之间取得了良好平衡,具有较高的工程应用潜力。 展开更多
关键词 汽轮机叶片 ROM POD 模态系数 符号回归 快速计算
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基于神经网络的层板结构冷却性能预测
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作者 王燕嘉 朱剑琴 +1 位作者 黄俊杰 程泽源 《工程热物理学报》 北大核心 2026年第3期918-923,共6页
本文建立了预测层板单元冷却性能的神经网络模型,模型通过数值模拟生成的310组数据进行训练。随后提出了一种基于单元冷却性能预测值加权求和的非均匀层板冷却性能预测策略。设置了多组算例以验证所提出方法在层板单元及非均匀层板结构... 本文建立了预测层板单元冷却性能的神经网络模型,模型通过数值模拟生成的310组数据进行训练。随后提出了一种基于单元冷却性能预测值加权求和的非均匀层板冷却性能预测策略。设置了多组算例以验证所提出方法在层板单元及非均匀层板结构冷却性能预测中的有效性。结果表明,神经网络模型平均耗时2 ms即准确预测了层板单元表面均温及冷气质量流率,预测值和数值计算值的平均相对误差小于0.4%。非均匀层板结构整体冷却性能的预测值和数值计算结果相比,相对误差小于1.0%。 展开更多
关键词 层板冷却性能 神经网络 数值模拟 预测策略
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民用飞机发动机附件齿轮箱接口动密封研究
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作者 邓天泽 朱岩 +1 位作者 仲伟兴 颜颜 《民用飞机设计与研究》 2026年第1期8-14,共7页
发动机附件齿轮箱内部设置有齿轮传动系统,通过传动齿轮箱(transfer gear box,TGB)将发动机高压轴的转动传递至附件齿轮箱的齿轮传动系统,从而驱动安装在附件齿轮箱上的安装部件进行工作。TGB花键顶端有滑油孔,TGB与径向驱动轴(radial d... 发动机附件齿轮箱内部设置有齿轮传动系统,通过传动齿轮箱(transfer gear box,TGB)将发动机高压轴的转动传递至附件齿轮箱的齿轮传动系统,从而驱动安装在附件齿轮箱上的安装部件进行工作。TGB花键顶端有滑油孔,TGB与径向驱动轴(radial driven shaft,RDS)通过花键连接,在靠近TGB外花键底部一侧沿周向设计有密封槽,可以放置密封圈,起到保持滑油量对连接花键进行润滑的作用,同时在TGB外花键根部沿轴向设有滑油凹槽,作为滑油排液路径。TGB与RDS接口处的动密封既要满足润滑的需求,同时也要满足极限载荷、耐久性及偏移量的要求而不发生损坏。分析了对TGB与RDS接口处的动密封可能产生影响的因素,并对TGB与RDS接口处的动密封载荷的验证方法进行研究。 展开更多
关键词 发动机 传动系统 传动齿轮箱 滑油润滑 动密封
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基于改进YOLOv8模型的航空发动机叶片损伤检测算法研究
9
作者 何振鹏 刘鸿宇 +6 位作者 张保深 罗文东 龚文琴 黎柏春 李少侠 李翔 鲍镇兴 《推进技术》 北大核心 2026年第1期288-297,共10页
准确发现和识别发动机内部损伤对发动机维护具有重要意义。针对传统人工孔探检查经验依赖度高、准确性不高的问题,提出了一种基于改进YOLOv8的航空发动机叶片损伤识别模型。构建了航空发动机叶片损伤数据集,针对叶片损伤在图像中占比小... 准确发现和识别发动机内部损伤对发动机维护具有重要意义。针对传统人工孔探检查经验依赖度高、准确性不高的问题,提出了一种基于改进YOLOv8的航空发动机叶片损伤识别模型。构建了航空发动机叶片损伤数据集,针对叶片损伤在图像中占比小、信息容易丢失的问题,在主干网络部分引入通道-空间注意力融合模块(Convolutional Block Attention Module,CBAM),并使用基于动态非单调聚焦机制的边界框损失函数(WIoU)替换原函数,优化模型分类性能,提高模型鲁棒性;针对叶片损伤类型各异、特征统一度不高的问题,引入动态可变形卷积(DCNv3)模块,构建C2f_DCNv3模块,提高模型对于不同种类损伤的适应性和泛化能力。研究结果表明,所提出的改进模型在发动机叶片表面损伤方面的检测平均精度均值(mAP@50%)达到92.30%,相比原YOLOv8n模型提高了2.4%,相比YOLOv5和YOLOv6分别提高了9.57%和10.75%,在模型计算量小于YOLOv8s约72.47%的情况下,精度提高1.37%,证明了改进后模型在兼顾计算量和检测精度的情况下具有较高的综合性能,有利于提高航空发动机孔探检测的自动化和智能化水平。 展开更多
关键词 航空发动机 叶片损伤 目标检测 YOLOv8 深度学习 孔探检测
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高负荷单级轴流压气机数值仿真与试验结果对比
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作者 赵士臣 郝玉扬 +2 位作者 罗璇 田小红 姚若鹏 《航空发动机》 北大核心 2026年第2期169-174,共6页
为深入分析数值仿真结果与试验结果的差异,提高高负荷压气机仿真能力,针对转子间隙相同的同一高负荷压气机模型,使用4种主流仿真软件分别进行分网和数值求解,将压气机特性、压比、温比等性能参数沿径向分布的仿真结果与相应试验结果进... 为深入分析数值仿真结果与试验结果的差异,提高高负荷压气机仿真能力,针对转子间隙相同的同一高负荷压气机模型,使用4种主流仿真软件分别进行分网和数值求解,将压气机特性、压比、温比等性能参数沿径向分布的仿真结果与相应试验结果进行对比。结果表明:每种仿真软件计算得到的特性线趋势与试验结果相差无异,但从定量看,Star-CCM+表现更为优异;仿真结果与试验定量结果差异较大,主要是由于仿真转子间隙与试验中转子实际工作间隙不一致所导致;高负荷压气机转子通道中存在大尺度漩涡二次流区域,建议在高负荷压气机后续设计中考虑深入研究转子叶片弯掠情况,以改善高负荷压气机内部流场进而提高整体性能。 展开更多
关键词 高负荷 数值仿真 轴流压气机 叶尖间隙 弯掠叶片 航空发动机
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基于Norton模型的涡轮叶片蠕变寿命分析方法
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作者 余嘉伟 汪文君 +3 位作者 杨旭峰 艾兴 米栋 蒋康河 《航空发动机》 北大核心 2026年第2期24-32,共9页
为了快速准确地预测航空发动机涡轮叶片的蠕变寿命,基于Norton本构模型,根据材料实测蠕变数据,建立了一种考虑局部应力集中的涡轮叶片蠕变寿命分析方法。对涡轴发动机燃气涡轮工作叶片开展了有限元蠕变分析,计算得到了涡轮叶片考虑蠕变... 为了快速准确地预测航空发动机涡轮叶片的蠕变寿命,基于Norton本构模型,根据材料实测蠕变数据,建立了一种考虑局部应力集中的涡轮叶片蠕变寿命分析方法。对涡轴发动机燃气涡轮工作叶片开展了有限元蠕变分析,计算得到了涡轮叶片考虑蠕变松弛后的应力应变,明确了叶片危险部位位于尾缘气膜孔处。根据气膜孔处的蠕变应变分布,设计了叶片模拟件,通过开展模拟件全寿命蠕变试验验证该方法的有效性。采用该方法对涡轮叶片在发动机典型任务谱下的各工况蠕变寿命进行了分析,并以蠕变损伤消耗线性叠加原理为基础,对涡轮叶片的蠕变寿命进行等效计算。结果表明:该方法可以考虑涡轮叶片危险部位应力集中情况,有效地解决局部应力松弛的数值模拟问题,且拟合参数少,计算效率高,预测寿命与试验结果误差在1.5倍分散带内,具备工程适用性。 展开更多
关键词 Norton模型 涡轮叶片 蠕变寿命 局部应力集中 航空发动机
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基于改进Manson-Coffin模型的航空发动机涡轮叶片疲劳寿命预测
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作者 王柳璎 毕俊喜 +1 位作者 刘泉 王妍 《科学技术与工程》 北大核心 2026年第5期2194-2203,共10页
针对航空发动机涡轮叶片在服役过程中常受到各种复杂随机载荷作用,进而导致涡轮叶片疲劳失效的问题,采用了理论分析、数值模拟与局部应力应变法相结合的方法,考虑平均应力对疲劳寿命的非线性影响,建立了考虑平均应力效应的改进Manson-Co... 针对航空发动机涡轮叶片在服役过程中常受到各种复杂随机载荷作用,进而导致涡轮叶片疲劳失效的问题,采用了理论分析、数值模拟与局部应力应变法相结合的方法,考虑平均应力对疲劳寿命的非线性影响,建立了考虑平均应力效应的改进Manson-Coffin模型。同时,选取GH4133、Al7075-T651以及碳钢3种材料的疲劳实验数据进行了模型验证,并将建立的改进Manson-Coffin模型与SWT模型和传统Manson-Coffin模型的预测结果进行了对比。结果表明:建立的改进Manson-Coffin模型预测得到的疲劳寿命与试验值的相对误差有85%包络在±40%范围内,且误差因子的均值和标准差较小,预测误差最集中。同时,改进Manson-Coffin模型比SWT模型的相对误差减少了78%,比Manson-Coffin模型的相对误差减少了99%,说明提出的改进Manson-Coffin模型更准确可靠,优于其他两种模型。 展开更多
关键词 涡轮叶片 寿命预测 改进Manson-Coffin模型 平均应力效应 数值模拟
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综合考虑罩量和冷热态关系的叶片优化方法
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作者 叶文明 陈帝云 +3 位作者 李世峰 赵姝帆 王国良 邱名 《航空动力学报》 北大核心 2026年第2期66-73,共8页
为解决传统罩量调整和冷热态换算方法可能会导致的冷态叶型强度储备等性能偏离设计指标的问题,提出了一种将叶片罩量调节和冷热态换算结合的优化方法。该方法包含罩量调整和冷热态叶型换算两个小循环以及一个大循环,其中,罩量调整和冷... 为解决传统罩量调整和冷热态换算方法可能会导致的冷态叶型强度储备等性能偏离设计指标的问题,提出了一种将叶片罩量调节和冷热态换算结合的优化方法。该方法包含罩量调整和冷热态叶型换算两个小循环以及一个大循环,其中,罩量调整和冷热态换算的核心思想分别为基于叶片变形规律的重心修正和基于关键数据点变形的坐标换算,此外,大外循环以冷态叶型的分析结果作为优化目标、罩量调整的结束判据作为优化变量。结合UG自动建模、ANSYS二次开发以及iSIGHT集成平台等实现了叶片罩量和冷热态换算的优化过程。某型压气机一级转子叶片的优化实例表明:采用所提出的方法进行叶片优化能够确保热态叶型与目标叶型重合,同时使冷态叶型最大应力下降47%。 展开更多
关键词 叶片优化 罩量调节 冷热态换算 二次开发 自动建模
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涡轮叶片三维建模及增材制造应用研究
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作者 彭俊超 马建徽 +1 位作者 赵纪元 李睿 《机床与液压》 北大核心 2026年第1期70-76,共7页
为了满足航空发动机高性能和高稳定性的发展需求,需对未知几何特征参数的涡轮叶片进行精准复刻,通过对叶片实物进行多角度图像信息采集重建可得到叶片的三维模型,因叶片叶身段型面复杂,横截面各不相同,传统制造方法生产效率较低,利用现... 为了满足航空发动机高性能和高稳定性的发展需求,需对未知几何特征参数的涡轮叶片进行精准复刻,通过对叶片实物进行多角度图像信息采集重建可得到叶片的三维模型,因叶片叶身段型面复杂,横截面各不相同,传统制造方法生产效率较低,利用现有增材制造技术完成对叶片的制造。采用一种基于整合策略的SFM三维重建方法获得叶片三维模型,对三维模型进行切片并控制打印机参数,通过增材制造得到叶片增材制造件。实验选取增材制造件与实物叶片6处不同位置进行测量,结果表明:二者最大相对误差为4.76%,满足误差小于5%的原则,验证了叶片从三维建模到增材制造方法的可行性,为未来航空发动机叶片制造提供了新的技术方案。 展开更多
关键词 涡轮叶片 三维建模 增材制造
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基于深度学习的吞鸟试验鸟体速度轨迹测量方法研究
15
作者 侯博 吴凌昊 +1 位作者 郭道勇 肖志菲 《燃气涡轮试验与研究》 2026年第1期21-28,共8页
为解决传统吞鸟试验中存在的鸟体图像质量差、群鸟速度轨迹精准测试难、试验结果准确性低等问题,提出一种基于深度学习的航空发动机吞鸟试验关键参数测量方法。首先搭建基于U-Net的图像分割网络对鸟体轮廓进行自动分割,实现对待检测鸟... 为解决传统吞鸟试验中存在的鸟体图像质量差、群鸟速度轨迹精准测试难、试验结果准确性低等问题,提出一种基于深度学习的航空发动机吞鸟试验关键参数测量方法。首先搭建基于U-Net的图像分割网络对鸟体轮廓进行自动分割,实现对待检测鸟体边缘区域的精准定位;然后开发关键帧合并算法,利用分割出的鸟体区域前后图像中的相似像素,实现连续帧图像中鸟体特征点的自动标注;最后基于卡尔曼滤波和三次样条插值方法开发鸟体运动轨迹自动拟合模型,实现对鸟体飞行轨迹和速度的高精度测量。结果表明,相较于人工精确标定,设计的质心判别算法求得的质心坐标平均误差<1.00%;相较于人工测量,速度测量算法求得的速度误差<2.00%。 展开更多
关键词 深度学习 吞鸟试验 鸟撞 飞行轨迹 飞行速度 航空发动机
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Shape-preserving mesh deformation method of perforated surfaces and application to double-wall turbine blade leading edge
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作者 Zhenyuan ZHANG Honglin LI +3 位作者 Zhonghao TANG Yajie BAO Yujie ZHAO Lei LI 《Chinese Journal of Aeronautics》 2026年第1期313-332,共20页
A Hybrid Free-Form Deformation(HFFD)method is developed to improve shape preservation in mesh deformation for perforated surfaces,which traditional Free-Form Deformation(FFD)techniques struggle to handle effectively.T... A Hybrid Free-Form Deformation(HFFD)method is developed to improve shape preservation in mesh deformation for perforated surfaces,which traditional Free-Form Deformation(FFD)techniques struggle to handle effectively.The proposed method enables high-fidelity parameterized deformation for both flat and curved perforated surfaces while maintaining mesh quality with minimal geometric distortion.To evaluate its effectiveness,comparative studies between HFFD and conventional FFD methods are conducted,demonstrating superior performance in mesh quality and geometric fidelity.The HFFD-based framework is further applied to the Multidisciplinary Design Optimization(MDO)of a double-wall turbine blade leading edge.Results indicate an 11.6%increase in cooling efficiency and a 16.21%reduction in maximum stress.Additionally,compared to traditional geometry-based parameterization in MDO,the HFFD approach improves model processing efficiency by 84.15%and overall optimization efficiency by20.05%.These findings demonstrate HFFD's potential to significantly improve complex engineering design optimization by achieving precise shape preservation and improving computational efficiency. 展开更多
关键词 Double-wall turbine blade Free-form mesh deformation Multidisciplinary design optimization Parameterized mesh deformation Surrogate model
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涡轮叶片气膜冷却孔检测技术综述
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作者 时杨 《中国民航飞行学院学报》 2026年第2期58-63,共6页
气膜冷却孔质量是决定航空发动机涡轮叶片高温服役性能的决定性因素,开展涡轮叶片气膜冷却孔检测是保障涡轮叶片质量、促进航空领域持续发展的关键。本文首先介绍了气膜孔主要检测指标,然后系统梳理了气膜孔检测技术的发展脉络与现状,... 气膜冷却孔质量是决定航空发动机涡轮叶片高温服役性能的决定性因素,开展涡轮叶片气膜冷却孔检测是保障涡轮叶片质量、促进航空领域持续发展的关键。本文首先介绍了气膜孔主要检测指标,然后系统梳理了气膜孔检测技术的发展脉络与现状,根据测量方式,将其划分为接触式测量和非接触式测量,对比阐述了典型检测技术的原理、优势与局限。最后,分析了当前气膜孔检测技术面临的关键挑战,展望了其未来发展趋势与方向。 展开更多
关键词 涡轮叶片 气膜冷却孔检测 测量方式
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考虑叶片几何非线性的压电分流阻尼薄板动力学建模
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作者 刘丰 徐昆鹏 +2 位作者 张宇 张辉 孙伟 《中南大学学报(自然科学版)》 北大核心 2026年第2期603-612,共10页
为了揭示压电分流阻尼与薄板几何非线性的机电耦合机制,本文提出了一种半解析动力学建模方法。首先,基于经典薄板理论和von Kármán大变形理论,建立了贴敷压电分流阻尼片的悬臂薄板非线性动力学方程;其次,通过假设模态法,将分... 为了揭示压电分流阻尼与薄板几何非线性的机电耦合机制,本文提出了一种半解析动力学建模方法。首先,基于经典薄板理论和von Kármán大变形理论,建立了贴敷压电分流阻尼片的悬臂薄板非线性动力学方程;其次,通过假设模态法,将分流电路等效为频率依赖性黏弹性阻尼,并将其以复刚度形式耦合至系统;第三,采用改进的Newmark-β法求解非线性方程,结合快速傅里叶变换提取频域响应特性;最后,通过实验对比开路与闭路状态下的振动响应,验证模型准确性。研究结果表明:与实验结果相比,模型预测的前四阶固有频率的平均相对误差为1.85%;开路状态下的振动响应平均相对误差为6.63%,闭路状态下的振动响应平均相对误差为11.68%;压电分流阻尼在低激励下减振效果显著,但随激励增大而效果减弱,非线性效应的影响不可忽视。所提出的半解析模型能够有效表征几何非线性与压电分流的耦合效应,验证了其在叶片减振设计中的适用性。 展开更多
关键词 几何非线性 压电分流阻尼 叶片 半解析建模 动力学
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面向增材修复的航发叶片截面轮廓批量化检测
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作者 朱杨洋 尹湘云 +5 位作者 刘瑞 雷力明 郭双全 苏雷 黄茂波 殷鸣 《中国测试》 北大核心 2026年第1期47-52,共6页
压气机叶片是航空发动机的关键部件,长期服役于高温高压环境中易产生破损并影响整机性能。针对叶片全新更换导致高成本问题,3D打印修复技术逐渐成为延长破损叶片寿命的重要手段。然而,现有3D打印修复技术受限于效率低的问题,叶片截面轮... 压气机叶片是航空发动机的关键部件,长期服役于高温高压环境中易产生破损并影响整机性能。针对叶片全新更换导致高成本问题,3D打印修复技术逐渐成为延长破损叶片寿命的重要手段。然而,现有3D打印修复技术受限于效率低的问题,叶片截面轮廓检测尤其是制约维修周期的关键环节。该文面向基于选择性激光熔化的压气机叶片3D打印修复工艺,设计并搭建一套高效高精的叶片截面轮廓批量化视觉检测系统,实现叶片截面轮廓单工位像素数据的高精度获取及多工位位姿信息的自动化关联,确保检测结果的精度和效率。实验结果表明:系统检测效率可达10个叶片/min,关键特征尺寸检测误差≤±0.02 mm,可为SLM修复叶片提供精准的数据支持,有效解决现有叶片再制造技术周期长、效率低等问题,为航空发动机维修再制造领域提供重要技术支撑。 展开更多
关键词 压气机叶片 3D打印修复 视觉批量化检测系统 选择性激光熔化
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涡轮叶片用GTD111镍基高温合金低周疲劳性能研究
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作者 迟继锋 崔艳娜 +4 位作者 周阳 郝建刚 李炜 刘雅辉 王俊 《现代交通与冶金材料》 2026年第2期96-102,共7页
研究了镍基高温合金GTD111在800℃和900℃下的低周疲劳性能,结合实验测试、断口分析及微观组织表征,揭示了温度-应力耦合作用下的失效机理。分析结果表明:疲劳寿命随温度和应力升高显著下降,且高温下疲劳裂纹萌生阶段的应力敏感性增强;... 研究了镍基高温合金GTD111在800℃和900℃下的低周疲劳性能,结合实验测试、断口分析及微观组织表征,揭示了温度-应力耦合作用下的失效机理。分析结果表明:疲劳寿命随温度和应力升高显著下降,且高温下疲劳裂纹萌生阶段的应力敏感性增强;断口呈现裂纹源、河流状扩展及瞬断区特征,900℃时以穿晶与沿晶混合断裂为主;高温导致MC碳化物破碎并部分转化为M23C6,γ'相粗化程度随温度加剧。本研究为涡轮叶片抗疲劳设计及合金优化提供了理论依据,并指出了晶界氧化与组织演变协同损伤的调控方向。 展开更多
关键词 涡轮叶片 镍基高温合金 低周疲劳 γ'相粗化 断口分析
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