液体火箭发动机涡轮泵音叉式整体叶盘低周疲劳寿命可靠性研究

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作者 王珏 窦唯 +2 位作者 金志磊 姜绪强 李东 《推进技术》 北大核心 2025年第5期278-286,共9页

涡轮作为液体火箭发动机的关键构件,其低周疲劳寿命和可靠性直接影响液体火箭发动机的安全性能。对某液体火箭发动机涡轮泵音叉式整体叶盘开展流场分析和静强度分析,并基于局部应力-应变法获得了设计工况下整体叶盘的低周疲劳寿命。采... 涡轮作为液体火箭发动机的关键构件,其低周疲劳寿命和可靠性直接影响液体火箭发动机的安全性能。对某液体火箭发动机涡轮泵音叉式整体叶盘开展流场分析和静强度分析,并基于局部应力-应变法获得了设计工况下整体叶盘的低周疲劳寿命。采用拉丁超立方抽样方法,以转速、密度及弹性模量为随机输入变量,建立最大应力和最大应变的Kriging代理模型。通过大样本抽样,得到了音叉式整体叶盘的低周疲劳寿命概率分布,进而得出其疲劳寿命可靠度曲线。结果表明:整体叶盘的低周疲劳寿命呈右偏态分布,近似威布尔分布。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 音叉式整体叶盘 低周疲劳寿命 KRIGING模型 可靠度

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基于深度强化学习的发动机涡轮鲁棒控制方法设计与应用测试

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作者 刘腾 《凿岩机械气动工具》 2025年第3期159-161,共3页

文章提出一种基于深度强化学习的发动机涡轮鲁棒控制方法,旨在提高发动机涡轮在复杂工况下的运行稳定性和性能。建立涡轮系统数学模型,引入了深度强化学习方法,通过设计状态空间、动作空间和奖励函数,采用深度Q网络算法进行控制策略优... 文章提出一种基于深度强化学习的发动机涡轮鲁棒控制方法,旨在提高发动机涡轮在复杂工况下的运行稳定性和性能。建立涡轮系统数学模型,引入了深度强化学习方法,通过设计状态空间、动作空间和奖励函数,采用深度Q网络算法进行控制策略优化。测试结果表明,文章所提方法在超调量和稳态误差方面均表现出显著优势,能够有效抑制系统过度响应,减小稳态误差,提高系统的稳定性和一致性。 展开更多

关键词 深度强化学习 发动机 涡轮 鲁棒控制

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轮毂封严气体对高压涡轮二次流动的影响 被引量：20

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作者 周杨 牛为民 +2 位作者 邹正平 刘火星 李维 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期515-520,共6页

利用数值模拟手段研究了高压涡轮转静子交接处封严腔中气体对涡轮内部流动结构及涡轮性能的影响。分别对没有冷气和冷气流量比例分别为1.1%,2.2%,3.75%和4.5%五种不同的情况进行了计算,并对比分析了有无冷气时流场中的流动情况和二次流... 利用数值模拟手段研究了高压涡轮转静子交接处封严腔中气体对涡轮内部流动结构及涡轮性能的影响。分别对没有冷气和冷气流量比例分别为1.1%,2.2%,3.75%和4.5%五种不同的情况进行了计算,并对比分析了有无冷气时流场中的流动情况和二次流的发展过程。结果表明封严腔中冷气射入主流对涡轮性能和流场结构都有较大的影响,导致了涡轮做功能力下降,效率降低,特别是对转子根部的影响最为明显。冷气流量的加大会导致转子负攻角的加大,对吸力面的流动分离有抑制作用,但负攻角过大会导致压力面发生分离。在涡轮叶型的设计中,必须对封严泄漏气体的影响加以考虑。 展开更多

关键词 封严 高压涡轮 二次流动 数值仿真

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航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵的故障模式 被引量：17

4

作者 刘士杰 梁国柱 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期611-626,共16页

对航天飞机主发动机(SSME)高压燃料涡轮泵(HPFTP)的故障模式作了归纳总结,深入分析了HPFTP关键部件故障的问题及其解决办法.研究表明:1SSME的HPFTP故障模式与一次性使用液体火箭发动机液氢涡轮泵、航空燃气涡轮的故障模式存在很大的差... 对航天飞机主发动机(SSME)高压燃料涡轮泵(HPFTP)的故障模式作了归纳总结,深入分析了HPFTP关键部件故障的问题及其解决办法.研究表明:1SSME的HPFTP故障模式与一次性使用液体火箭发动机液氢涡轮泵、航空燃气涡轮的故障模式存在很大的差异;2影响HPFTP寿命的重要故障模式是涡轮叶片的断裂与热防护装置的热机械疲劳故障;涡轮叶片的断裂主要由高温蠕变效应与高速旋转离心力所引起.HPFTP启动、关机瞬态效应对涡轮叶片的影响也很严重,在涡轮叶片寿命预估时必须考虑这些因素;3HPFTP次同步振动问题是SSME HPFTP设计初期面临的一个重要故障模式,主要由轴承与泵级间密封引起的;4启动隔离密封这类HPFTP专有密封件的故障模式也是HPFTP故障模式的重要组成部分. 展开更多

关键词 故障模式分析 航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵 涡轮叶片 断裂 可重复使用性

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动叶顶部间隙结构对涡轮性能影响的数值分析 被引量：4

5

作者 王晓锋 李昌奂 +1 位作者 韩飞 陈本森 《火箭推进》 CAS 2013年第2期24-28,共5页

富氧燃气中工作的涡轮动叶顶部间隙较大,导致泄漏损失很大通过对四种不同动叶顶部结构的涡轮级进行流场数值模拟,比较了其对涡轮性能、流场的影响。结果表明,动叶顶部围带与壳体迷宫结构的泄漏量最小,因而效率损失最小。

关键词 液体火箭发动机 涡轮 顶部间隙

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高压涡轮叶尖径向运行间隙非线性动态分析 被引量：8

6

作者 费成巍 付黎 +2 位作者 柏树生 范觉超 白广忱 《航空发动机》 2013年第1期38-42,共5页

为了改善航空发动机整体性能和可靠性,以航空发动机从地面起动到巡航过程为研究对象,采用热-固耦合分析方法,对涡轮转子叶尖径向运行间隙(BTRRC,Blade-tip Radial Running Clearance)进行动态分析。在分析中考虑了材料属性的非线性和温... 为了改善航空发动机整体性能和可靠性,以航空发动机从地面起动到巡航过程为研究对象,采用热-固耦合分析方法,对涡轮转子叶尖径向运行间隙(BTRRC,Blade-tip Radial Running Clearance)进行动态分析。在分析中考虑了材料属性的非线性和温度载荷、离心载荷的动态性,分别对涡轮的叶片、盘和机匣的变形进行计算和分析,得到了涡轮叶尖径向运行间隙的变化规律,以及BTRRC最小点(可选择t=180 s)和最小值(约0.18 mm),为进行进一步涡轮叶尖径向运行间隙的动态概率分析和动态优化设计奠定了基础。 展开更多

关键词 叶尖径向运行间隙 非线性 动态分析 高压涡轮 航空发动机

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由转速判断涡轮盘行波谐振 被引量：3

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作者 张继桐 黄道琼 郭景录 《火箭推进》 CAS 2005年第3期14-22,共9页

为找出液体火箭发动机涡轮盘疲劳裂纹故障产生的原因,对包含燃气在冲击式涡轮腔内形成的旋转激励与盘行波模态耦合谐振在内的盘的各种可能的耦合谐振进行了分析研究。在其它耦合谐振的可能性被排除后,将前者作为研究重点,并给出发生此... 为找出液体火箭发动机涡轮盘疲劳裂纹故障产生的原因,对包含燃气在冲击式涡轮腔内形成的旋转激励与盘行波模态耦合谐振在内的盘的各种可能的耦合谐振进行了分析研究。在其它耦合谐振的可能性被排除后,将前者作为研究重点,并给出发生此种行波谐振的危险耦合转速范围计算公式。对某发动机大量热试转速数据作了分析,给出判断此类耦合谐振的判断依据。 展开更多

关键词 行波模态 旋转激励 涡轮盘 耦合转速区

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冲击式涡轮内部流动数值研究 被引量：5

8

作者 严俊峰 逯婉若 《火箭推进》 CAS 2009年第1期31-35,共5页

利用商业计算流体力学软件Numeca对某冲击式涡轮在不同工况下的内流场进行了定常流动数值模拟,分析了涡轮的气动参数、流量及效率等的变化规律。分析表明,冲击式涡轮内部流场非常复杂,涡轮静子出口马赫数较高,相应的激波损失较大,从而... 利用商业计算流体力学软件Numeca对某冲击式涡轮在不同工况下的内流场进行了定常流动数值模拟,分析了涡轮的气动参数、流量及效率等的变化规律。分析表明,冲击式涡轮内部流场非常复杂,涡轮静子出口马赫数较高,相应的激波损失较大,从而涡轮转子的激波损失也较大,造成气流在靠近尾缘部分分离严重,这是冲击式涡轮追求低出口速度低反力度造成的。计算表明,模拟计算结果与试验结果较为吻合。 展开更多

关键词 涡轮 数值模拟 效率

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基于S_1,S_2流面理论的液体火箭发动机涡轮内部流场计算 被引量：2

9

作者 马冬英 梁国柱 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期401-406,共6页

应用S1,S2流面理论对某大型液氢/液氧火箭发动机涡轮泵的两级轴流式涡轮内部跨声速流场进行计算和分析。流面的求解采用流线曲率法。将混合平面法的思想用于流线曲率法的求解过程中,对动、静叶排之间的相互干扰进行处理,将复杂的非定常... 应用S1,S2流面理论对某大型液氢/液氧火箭发动机涡轮泵的两级轴流式涡轮内部跨声速流场进行计算和分析。流面的求解采用流线曲率法。将混合平面法的思想用于流线曲率法的求解过程中,对动、静叶排之间的相互干扰进行处理,将复杂的非定常问题简化为定常问题,从而简化计算。粘性的影响通过几种损失系数进行修正。计算结果较好地描述了涡轮内部的流动情况,为进一步完善涡轮设计、提高涡轮性能提供了理论依据。 展开更多

关键词 液体推进剂火箭发动机 涡轮 S1 流面+ S2流面+ 跨音速流 涡轮泵

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涡轮叶片材料非线性应力数值分析 被引量：2

10

作者 郭军刚 韩志富 +1 位作者 胡丽国 王春侠 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2007年第6期40-44,共5页

针对涡轮转子叶片建立了离心拉伸的数值分析模型。基于ANSYS软件的静力分析功能,利用有限元分析方法研究了涡轮转子叶片高速旋转时离心力所引起的拉伸变形,模拟了转子叶片高速旋转时应力场的分布情况。同时对涡轮叶片力学模拟中的应力... 针对涡轮转子叶片建立了离心拉伸的数值分析模型。基于ANSYS软件的静力分析功能,利用有限元分析方法研究了涡轮转子叶片高速旋转时离心力所引起的拉伸变形,模拟了转子叶片高速旋转时应力场的分布情况。同时对涡轮叶片力学模拟中的应力值偏大问题从材料非线性角度进行了分析和探讨,在此基础上结合整个涡轮叶片的实际工作状况对其模拟结果进行了定性分析,验证了其分析方法的可行性,为实际涡轮叶片设计优化提供了理论依据。 展开更多

关键词 涡轮叶片 材料非线性 有限元分析 应力场

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重复使用液体火箭发动机可用度的数字仿真 被引量：2

11

作者 刘士杰 梁国柱 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期2319-2327,共9页

重复使用液体火箭发动机(RLRE)可以降低航天发射成本,是未来航天运载器的发展方向之一.RLRE的复杂性、部件寿命模型的差异等不确定因素使得它的可用度评估工作十分困难.在现有的航天飞机使用资料的基础上,利用蒙特卡罗数字仿真方法,以... 重复使用液体火箭发动机(RLRE)可以降低航天发射成本,是未来航天运载器的发展方向之一.RLRE的复杂性、部件寿命模型的差异等不确定因素使得它的可用度评估工作十分困难.在现有的航天飞机使用资料的基础上,利用蒙特卡罗数字仿真方法,以航天飞机主发动机(SSME)高压液氢涡轮泵(HPFTP)为例对其可用度进行了分析.该方法不涉及部件的寿命分布模型,但考虑了前期维修对后期故障的影响,可以合理地模拟系统的故障发生过程.结果表明,在基本维修的情况下,HPFTP存在最佳的预防维修周期,其平均最佳合理预防维修周期为6 340 s,为满足航天飞机的任务需求,理论上预防维修前可重复使用12次,对应的平均最佳可用度为0.285.较低的可用度反映了HPFTP工作过程的特殊性.本文方法可以为航空航天推进系统可重复使用性研究提供参考. 展开更多

关键词 液体火箭发动机 高压液氢涡轮泵 重复使用性 可用度 预防维修周期 蒙特卡罗方法

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时间推进法求解叶轮机械内不可压流动 被引量：1

12

作者 杨策 蒋滋康 叶小明 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第6期66-69,共4页

发展了一种用时间推进方法求解叶轮机械内部不可压流动的计算程序。在这个程序中， 使用分布体力方法简化湍流粘性的求解过程， 根据Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏａｍ ｘ 两层代数湍流模型确定粘性应力的大小。程序中还使用局部时间步长和多... 发展了一种用时间推进方法求解叶轮机械内部不可压流动的计算程序。在这个程序中， 使用分布体力方法简化湍流粘性的求解过程， 根据Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏａｍ ｘ 两层代数湍流模型确定粘性应力的大小。程序中还使用局部时间步长和多重网格数值技术加速收敛。火箭燃料主泵前诱导轮内部流场的实例计算表明， 采用这一计算程序能够正确预测叶轮机械内部不可压流场。 展开更多

关键词 涡轮机械 不可压缩流 时间推进 火箭发动机

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进气口位置及蜗壳结构对微型发电涡轮输出扭矩的影响分析 被引量：1

13

作者 石运序 焦磊磊 +3 位作者 王昭政 刘宾 张洁 刘源 《机床与液压》 北大核心 2019年第1期1-4,共4页

增加涡轮输出扭矩是提高微型排气回收高效涡轮节能发电系统转换效率的关键。为分析进气口位置以及蜗壳结构对涡轮输出扭矩的影响,建立涡轮受力及输出扭矩的数学模型;揭示不同进气口位置、不同蜗壳结构对涡轮输出扭矩的影响规律,进而设... 增加涡轮输出扭矩是提高微型排气回收高效涡轮节能发电系统转换效率的关键。为分析进气口位置以及蜗壳结构对涡轮输出扭矩的影响,建立涡轮受力及输出扭矩的数学模型;揭示不同进气口位置、不同蜗壳结构对涡轮输出扭矩的影响规律,进而设计一种使涡轮产生较大扭矩且对气缸排气特性影响较小的蜗壳,为微型涡轮发电系统的有效集成奠定了基础。 展开更多

关键词 进气口位置 蜗壳形状 涡轮输出扭矩

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一起奇特的高压涡轮非包容故障——左发甩出的涡轮盘断块打入右发尾喷管中 被引量：4

14

作者 陈光 《航空发动机》 2009年第1期60-62,共3页

2006年6月2日，1架美洲航空公司的波音767—223（ER）型客机在洛杉矶机场进行地面调整试车时，发生了1起严重损坏飞机的事件。

关键词 高压涡轮 尾喷管 涡轮盘 断块 故障 包容 洛杉矶机场 航空公司

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大流量、高压航天反力式涡轮最佳通道气动设计

15

作者 宋雅娜 张国舟 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期839-842,共4页

基于闭式补燃循环液体火箭发动机流量大的特点,欲设计效率水平高的航天反力式涡轮。因涡轮进出口压力均很高,而膨胀比小、载荷系数大,为保证较高的涡轮效率水平,对涡轮气动设计方法进行了优化。在涡轮进口总温、总压、转速和功率一定条... 基于闭式补燃循环液体火箭发动机流量大的特点,欲设计效率水平高的航天反力式涡轮。因涡轮进出口压力均很高,而膨胀比小、载荷系数大,为保证较高的涡轮效率水平,对涡轮气动设计方法进行了优化。在涡轮进口总温、总压、转速和功率一定条件下,以AMDC/KQ涡轮叶栅损失模型为基础,依据涡轮中径的一维气动计算,对涡轮子午通道、叶栅通道及叶栅造型几组参数组合分别进行了气动设计的优化,研究了涡轮中径、叶高、叶栅稠度、导动叶喉宽匹配及动叶进口构造角对涡轮效率的影响,实现了涡轮效率水平最高。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 涡轮

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涡轮叶片疲劳寿命公式及可靠性预测方法

16

作者 刘兵吉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1989年第5期31-34,共4页

本文推导了液体火箭发动机涡轮叶片疲劳寿命公式,并用概率统计、断裂力学方法,分析了可靠性预测方法.

关键词 涡轮叶片 疲劳寿命 火箭发动机 液体推进剂

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液氢诱导轮内部流场数值研究 被引量：5

17

作者 衣同训 程芳真 +1 位作者 索沂生 蒋滋康 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第4期9-11,共3页

为有效地预测液氢诱导轮在额定工况下的工作性能 ,采用了有限体积差分格式、显式时间推进法和多重网格法求解清华大学热能工程系设计的液氢诱导轮内部三维不可压粘性流场。计算表明 ,该液氢泵设计合理 ,可以满足工程要求。

关键词 液氢诱导轮 有限体积法 流场 火箭发动机

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局部进气冲击式压力级涡轮设计优化研究 被引量：3

18

作者 李瑜 朱东华 +1 位作者 许开富 付瑜 《火箭推进》 CAS 2018年第4期16-22,共7页

依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照... 依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。 展开更多

关键词 局部进气 冲击式压力级 涡轮 优化

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航空发动机涡轮机匣传热分析技术研究 被引量：4

19

作者 佟轶杰 曲胜 刘国库 《航空发动机》 2012年第2期27-31,共5页

通过数值仿真和基础试验系统研究了涡轮机匣的传热特点,建立了高压涡轮机匣传热分析方法。总结机匣传热分析的主要技术环节,开展了机匣关键部位的CFD流动换热数值分析,给出了机匣表面换热分布规律,通过换热试验修正了机匣表面换热分析方... 通过数值仿真和基础试验系统研究了涡轮机匣的传热特点,建立了高压涡轮机匣传热分析方法。总结机匣传热分析的主要技术环节,开展了机匣关键部位的CFD流动换热数值分析,给出了机匣表面换热分布规律,通过换热试验修正了机匣表面换热分析方法;通过机匣的过渡态温度分析,建立了涡轮机匣传热分析工程方法。 展开更多

关键词 涡轮机匣 传热 工程应用 数值仿真 试验 航空发动机

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涡轮转子叶片可靠性提升 被引量：1

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作者 李瑜 付瑜 +5 位作者 许开富 王振 万金川 王伟光 董飞扬 郭鑫 《上海航天（中英文）》 CSCD 2023年第S01期213-219,共7页

针对某液体火箭发动机试验后涡轮转子叶片根部多次出现的裂纹问题,采用了定常和非定常的数值仿真方法,对涡轮工作全过程进行了计算,结果表明在多次起动工作过程中,叶片根部存在非定常的交变应力载荷,叶片的疲劳安全系数不足,因此试验后... 针对某液体火箭发动机试验后涡轮转子叶片根部多次出现的裂纹问题,采用了定常和非定常的数值仿真方法,对涡轮工作全过程进行了计算,结果表明在多次起动工作过程中,叶片根部存在非定常的交变应力载荷,叶片的疲劳安全系数不足,因此试验后叶片根部出现裂纹。提出了在叶片顶部增加卫带结构的改进方案,提高叶片的疲劳安全系数,通过数值仿真计算,涡轮的效率提高了1.5%,静强度基本无影响,转子叶片的最小疲劳安全系数由0.40提高到3.78,满足不小于1.40的设计要求。改进后产品经过多种工况、多次起动的严格考核,试验后转子叶片根部完好无裂纹。结果表明:改进方案合理有效,可以提高涡轮转子叶片的可靠性。 展开更多

关键词 转子叶片 多次起动 卫带 疲劳安全系数

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