摘要： 現(xiàn)代民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)已經(jīng)定型,要想提升發(fā)動(dòng)機(jī)的性能、提高推重比,必須在發(fā)動(dòng)機(jī)制造材料上進(jìn)行升級換代。如今,傳統(tǒng)高溫合金已經(jīng)很難追上航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展速度,研發(fā)新型高溫材料取代高溫合金是最有效的途徑,陶瓷基復(fù)合材料是其中的選擇之一。本文介紹了陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展以及應(yīng)用現(xiàn)狀,總結(jié)了目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)使用的高溫合金制作工藝以及使用材料的發(fā)展歷程,并指出了高溫合金渦輪葉片的缺點(diǎn),提出了相應(yīng)的解決方案。隨后介紹了陶瓷基復(fù)合材料的概念、制備方法以及性能,分析了目前陶瓷基復(fù)合材料存在的缺點(diǎn)和改進(jìn)方法,對陶瓷基復(fù)合材料替代高溫合金用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片進(jìn)行了分析。

摘要： 渦輪葉片作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)重要的熱端部件,在復(fù)雜溫度場、應(yīng)力場及氧化腐蝕等環(huán)境下工作,面臨多種損傷失效風(fēng)險(xiǎn)。為了闡明渦輪葉片涂層損傷模式,總結(jié)了現(xiàn)階段渦輪葉片涂層工藝、特點(diǎn)及其顯微組織構(gòu)成。在結(jié)合葉片材料熱力耦合試驗(yàn)中相的演變規(guī)律研究成果基礎(chǔ)上,對服役不同時(shí)間和類型的渦輪葉片基體和涂層系統(tǒng)的顯微組織進(jìn)行分析,并與原始組織對比;確定了各種服役組織損傷形式,主要包括涂層系統(tǒng)退化、原始缺陷導(dǎo)致的裂紋擴(kuò)展、過熱損傷及γ′相的退化等;初步給出了渦輪葉片損傷機(jī)理和服役環(huán)境評估,提出后期渦輪葉片工程化應(yīng)開展的研究工作和注意事項(xiàng),從而實(shí)現(xiàn)由服役葉片失效后分析向使用前預(yù)防的轉(zhuǎn)變,完善渦輪葉片正向設(shè)計(jì)體系。

摘要： 為了探究渦輪葉片內(nèi)部肋通道的流場特性與換熱機(jī)理,設(shè)計(jì)不同角度的帶肋通道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?采用流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn)與粒子圖像測速實(shí)驗(yàn),對通道的典型截面流場進(jìn)行統(tǒng)計(jì)平均特性分析與非定常分析.結(jié)果表明,當(dāng)擾流肋與流向的夾角為60°~90°時(shí),減小夾角能夠降低擾流肋對流體的阻擋作用,增大擾流肋后方旋渦的縱向范圍與強(qiáng)度.減小夾角使第1個(gè)肋區(qū)間的回流強(qiáng)度先增大后減小,第2個(gè)肋區(qū)間流體的縱向沖擊強(qiáng)度增大.斜肋結(jié)構(gòu)能夠提高主流流體與肋間流體的雷諾應(yīng)力峰值,增強(qiáng)肋間擾動(dòng)強(qiáng)度,提升通道的換熱特性.減小夾角可以提升流場的速度振蕩幅值與振蕩頻率,提高通道的換熱效率.減小夾角可以增大流體沿肋向流動(dòng)的能量與能量波動(dòng)頻率,使得旋渦在向后脫落的過程中更易于與靶面進(jìn)行能量交換.

摘要： 對陶瓷基復(fù)合材料(CMCs)渦輪葉片服役安全壽命預(yù)測方法展開研究,為充分考慮CMCs細(xì)觀結(jié)構(gòu)的非均質(zhì)性和力學(xué)性能的各向異性,發(fā)展一種多尺度力學(xué)分析方法。首先,從纖維/基體的組分尺度出發(fā),通過細(xì)觀力學(xué)方法獲取纖維束尺度的力學(xué)特性;然后,采用細(xì)觀有限元方法,通過對代表體元的分析獲取材料編織結(jié)構(gòu)尺度的力學(xué)性能;最后,通過宏觀有限元分析,獲取CMCs渦輪葉片結(jié)構(gòu)尺度的力學(xué)響應(yīng)。根據(jù)宏觀應(yīng)力-應(yīng)變場分析葉片的危險(xiǎn)區(qū)域,提取應(yīng)力狀態(tài)作為代表體元邊界條件,分析細(xì)觀應(yīng)力-應(yīng)變場。在此基礎(chǔ)上引入基于細(xì)觀力學(xué)的疲勞失效判據(jù),進(jìn)行葉片壽命預(yù)測。相關(guān)方法和結(jié)果可以為CMCs在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件中的安全服役提供參考。

摘要： 針對服役渦輪葉片的疲勞性能及壽命評估問題,發(fā)展了一種適用于含薄壁和內(nèi)冷通道等復(fù)雜結(jié)構(gòu)特征渦輪葉片的小尺寸試樣取樣技術(shù)及小試樣的高溫疲勞試驗(yàn)夾持方法。應(yīng)用該方法對不同大修間隔的某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)第1級高壓轉(zhuǎn)子渦輪葉片進(jìn)行了取樣,對葉片取樣小尺寸試樣在850°C下開展疲勞試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明:所發(fā)展的復(fù)雜構(gòu)型渦輪葉片取樣技術(shù)和小尺寸試樣高溫疲勞夾持方法能夠有效應(yīng)用于該型服役發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪葉片的取樣疲勞性能試驗(yàn);真實(shí)服役的渦輪葉片小試樣的疲勞性能與標(biāo)準(zhǔn)熱處理狀態(tài)合金的相比出現(xiàn)了劣化,并且隨著服役時(shí)間的延長劣化程度加劇,壽命降縮短例最大超過90%;服役渦輪葉片取樣小試樣的疲勞裂紋主要萌生于表面和亞表面的缺陷,共晶組織和碳化物是服役渦輪葉片裂紋萌生的危險(xiǎn)位置。

摘要： 對于多臺份某型發(fā)動(dòng)機(jī)在試車后出現(xiàn)的帶熱障涂層渦輪葉片表面附著較多環(huán)境沉積物 CMAS 進(jìn)而導(dǎo)致熱障涂層脫落失效的故障,通過宏觀形貌觀察、化學(xué)成分分析、微觀結(jié)構(gòu)分析等方法對 CMAS分布規(guī)律、成分特征和失效模式進(jìn)行了分析。結(jié)果表明:CMAS 沉積物在葉盆面較厚、葉背面較薄,靠近緣板處較厚、葉身中部位置較薄,進(jìn)氣邊較厚、排氣邊較薄;厚度較薄處的附著物顆粒細(xì)小、分布均勻,較厚處的附著物結(jié)構(gòu)較疏松,大多呈塊狀不均勻分布;渦輪葉片熱障涂層表面沉積物及氣膜孔堵塞物的成分以 CMAS為主,同時(shí)還有中低溫部件碰摩磨屑生成的 Fe_(2)O_(3)、TiO_(2)和 NiO;由 CMAS腐蝕引發(fā)的熱障涂層失效模式主要有氣膜孔堵塞引發(fā)周圍涂層燒結(jié)失效、涂層表面和內(nèi)部應(yīng)力失配、陶瓷層柱狀晶被沖擊撞斷以及8YSZ熱障涂層被溶解。

摘要： 航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī),被譽(yù)為工業(yè)“皇冠上的明珠”,其渦輪葉片的制造工藝是典型的高科技、高附加值技術(shù)。本文概括闡述了近年來鑄造渦輪葉片材料和構(gòu)型的發(fā)展現(xiàn)狀及未來發(fā)展方向,結(jié)合現(xiàn)階段產(chǎn)品介紹了渦輪葉片的制造工藝特點(diǎn)現(xiàn)狀,歸納論述了渦輪葉片制造工藝難點(diǎn),并對渦輪葉片新材料的發(fā)展和制造工藝革新進(jìn)行了展望。

摘要： 轉(zhuǎn)子是渦輪增壓器高速旋轉(zhuǎn)部件,在運(yùn)行中承受高低周疲勞載荷,其安全運(yùn)行尤為重要。為獲得渦輪增壓器葉片的高低周疲勞壽命,通過改變高低周疲勞中高周應(yīng)力比和單個(gè)復(fù)合疲勞載荷塊中的高周頻率,分析疲勞壽命特征,建立了基于Miner理論的壽命評估模型,利用此模型分析得出160000 r/min轉(zhuǎn)速下渦輪葉片的高低周復(fù)合疲勞壽命。通過有限元分析軟件對相同轉(zhuǎn)速下渦輪葉片進(jìn)行應(yīng)力分析,得到低周應(yīng)力、高周應(yīng)力的最大值及其關(guān)鍵部位,并對渦輪葉片進(jìn)行模態(tài)分析與諧響應(yīng)分析,結(jié)合Ncode商用軟件得出葉片關(guān)鍵部位高低周復(fù)合疲勞壽命。對基于Miner理論的壽命評估模型和Ncode軟件所預(yù)測的葉片高低周壽命結(jié)果比較發(fā)現(xiàn),隨著高低周載荷譜中高周應(yīng)力、高周循環(huán)數(shù)逐漸增加,修正后的模型所得壽命與Ncode軟件所得壽命均呈遞減趨勢,壽命誤差在兩倍范圍之內(nèi),兩種方法均能較為可靠地預(yù)測高低周復(fù)合疲勞工況下的葉片疲勞壽命,而基于Miner理論的壽命修正模型的使用相對較為方便,所求壽命較為可靠,易于在工程中推廣應(yīng)用。

摘要： 隨著燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展,對葉片冷卻技術(shù)的要求也越來越高。交叉肋結(jié)構(gòu)不僅冷卻效果好,而且可以降低葉片的加工難度和制造成本。因此,對某型渦輪葉片內(nèi)部前部交叉肋進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,分析對比不同交叉肋冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果,結(jié)合肋傾角、肋間距與肋寬之比對綜合換熱系數(shù)的影響,選取冷卻效果最好的交叉肋結(jié)構(gòu)。結(jié)果表明:肋傾角越小,綜合換熱效率越大;肋間距與肋寬之比越大,綜合換熱效率越大;當(dāng)肋傾角為20°,肋間距與肋寬之比為1.7時(shí),綜合換熱效果最好,比原結(jié)構(gòu)提高了11.02%。

摘要： 研究了某種材料的氣冷渦輪葉片的自由模態(tài)以及在離心力場作用下的模態(tài),分別得到兩種因素下的葉片振型圖,并繪出了該轉(zhuǎn)速范圍下的坎貝爾圖。研究發(fā)現(xiàn)離心力場對渦輪葉片的影響較小,但兩種因素下均出現(xiàn)了相同的危險(xiǎn)振型,同時(shí)找到了葉片在實(shí)際工作中可能會產(chǎn)生共振的轉(zhuǎn)速范圍。所得結(jié)論對航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的設(shè)計(jì)具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

摘要： 利用ANSYS WORKBENCH仿真軟件對渦輪葉片進(jìn)行結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析.本文分別對渦輪葉片進(jìn)行溫度、壓力、轉(zhuǎn)速以及多因素耦合進(jìn)行仿真分析,分別得到渦輪葉片對應(yīng)因素的形變圖與應(yīng)力圖.對形變圖與應(yīng)力圖進(jìn)行分析后可以得到:渦輪葉片頂端熱應(yīng)力較小,越接近葉根部熱應(yīng)力越大;形變趨勢則與應(yīng)力變化趨勢相反,葉根部形變量最小而葉片頂端形變量最大.同時(shí)發(fā)現(xiàn)各因素應(yīng)力圖的最大應(yīng)力點(diǎn)均出現(xiàn)在葉片根部,經(jīng)分析后可以得知葉片根部缺少圓角等工藝結(jié)構(gòu),因而出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象.

摘要： 在渦輪葉片冷卻領(lǐng)域,對于斜肋、直肋、間斷肋以及各種高性能肋片在不同寬高比矩形通道中的換熱研究已經(jīng)有了相當(dāng)多的積累,但對于S形肋的研究還有所欠缺,特別是不同形式S形肋之間的比較相對較少.本文采用數(shù)值分析的方法在雙路出氣渦輪葉片中建立多種幾何模型,包括沿流向排布的S形肋、相對肋寬度為2和3的S形肋以及間斷S形肋4種肋形式共10種模型,數(shù)值計(jì)算采用的湍流模型是realizable k-ε,流體域工質(zhì)為空氣,相關(guān)參數(shù)選擇300K空氣的物性參數(shù),第三腔采用等熱流密度整體加熱,熱流密度為900W/m2,入口為質(zhì)量流量入口,相對應(yīng)的雷諾數(shù)為6000-21100共6組工況,出口為壓力出口,各項(xiàng)收斂殘差均設(shè)為10-5.本文通過對比10種模型的流場、湍流動(dòng)能以及溫度分布展示了不同形式的S形肋對尾緣通道流動(dòng)換熱特性的不同影響,并使用努塞爾數(shù)比、摩擦因子比以及綜合熱性能參數(shù)為標(biāo)準(zhǔn)對這10種模型的換熱改善能力、壓力損失以及綜合熱性能進(jìn)行評估.研究結(jié)果表明:沿流向排布的S形肋主要起導(dǎo)流作用,無法控制氣流的流動(dòng),因此其壓力損失較小,在本身流動(dòng)狀況較為均勻的通道中能夠得到較好的應(yīng)用,但并不適合本文中的流動(dòng)狀況;相對肋寬度為3的S形肋在綜合換熱能力上要比相對肋寬度為2的S形肋高15.4％;隨著間斷長度的縮小,間斷形S肋的綜合熱性能逐漸增加,并接近不間斷肋.

摘要： 某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)二級渦輪葉片在使用過程中發(fā)生多起裂紋斷裂故障,嚴(yán)重威脅到飛機(jī)的飛行安全.針對外場缺乏有效的渦輪葉片檢測手段的問題,設(shè)計(jì)制作了外場專用渦流檢測裝置,對外場在役發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片進(jìn)行了原位無損檢測,保證了發(fā)動(dòng)機(jī)的安全使用.

摘要： 渦輪葉片由于處于高溫、復(fù)雜應(yīng)力等嚴(yán)酷的環(huán)境中而被列為重要件,因此,對葉片的質(zhì)量檢測顯得尤為重要.為提高射線檢測的效率和降低成本,本文嘗試用IP板代替?zhèn)鹘y(tǒng)膠片進(jìn)行鑄造葉片檢測.根據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)選擇對應(yīng)的實(shí)驗(yàn)工藝參數(shù),采用葉片射線檢測的CR檢測技術(shù)對典型航空鑄造葉片進(jìn)行射線檢測,并且應(yīng)用相關(guān)圖像處理技術(shù),分析得到產(chǎn)品中存在的氣孔和線性缺陷,同時(shí)可以準(zhǔn)確測定缺陷尺寸大小,驗(yàn)證了CR檢測系統(tǒng)在渦輪葉片實(shí)際生產(chǎn)中的檢測應(yīng)用.

摘要： 為得到刮磨條件下篦齒徑向裂紋的擴(kuò)展規(guī)律,在簡化篦齒上插入初始裂紋,采用熱流密度、切向力和法向力模擬刮磨條件,使用Abaqus軟件的XFEM方法數(shù)值計(jì)算徑向裂紋的擴(kuò)展,分析刮磨溫度、刮磨力和刮磨模式對裂紋擴(kuò)展規(guī)律的影響.通過數(shù)值分析發(fā)現(xiàn),間歇刮磨模式下,溫度升高過程中裂紋受到擠壓、處于閉合狀態(tài),在溫度降低過程中在拉應(yīng)力的作用下裂紋擴(kuò)展;連續(xù)刮磨模式下,隨著溫度的升高裂紋只張開,沒有沿徑向擴(kuò)展;間歇刮磨模式下,刮磨溫度為977°C時(shí)裂紋沒有擴(kuò)展,刮磨溫度高于1070°C且低于1165°C時(shí),隨著刮磨溫度的升高,裂紋擴(kuò)展速率增大.葉冠篦齒徑向裂紋是在間歇刮磨模式下擴(kuò)展的,連續(xù)刮磨模式下裂紋只張開不擴(kuò)展;刮磨溫度低時(shí),裂紋不擴(kuò)展;刮磨溫度高于一定值時(shí),刮磨溫度的升高促進(jìn)徑向裂紋的擴(kuò)展;刮磨力對徑向裂紋的擴(kuò)展無明顯影響規(guī)律,徑向裂紋的擴(kuò)展主要受熱載荷的影響.

摘要： 高低周復(fù)合載荷下的微動(dòng)疲勞失效已成為渦輪葉片的重要失效模式之一.為了探究高低周聯(lián)合加載時(shí)各種工況對榫連接微動(dòng)疲勞性能的影響,本文通過顯式動(dòng)力學(xué)有限元模型對渦輪榫連接的一級榫齒開展了微動(dòng)疲勞分析.采用罰方法的接觸算法和顯式動(dòng)力學(xué)算法,獲得了不同工況下接觸區(qū)應(yīng)力峰值以及各方向位移的時(shí)域變化.結(jié)果表明不同的載荷和加載頻率都會導(dǎo)致微動(dòng)疲勞響應(yīng)的差異.重點(diǎn)分析了低周載荷和高周載荷對于微動(dòng)疲勞的影響,發(fā)現(xiàn)隨著低周載荷的增大,微動(dòng)疲勞接觸區(qū)應(yīng)力峰值和位移逐漸增大.而高周頻率最小時(shí),微動(dòng)疲勞接觸區(qū)的低周方向位移最大.

摘要： 本文通過求解三維Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和標(biāo)準(zhǔn)k-ω紊流模型數(shù)值研究了不同篦齒形狀對葉頂流動(dòng)傳熱特性的影響.數(shù)值預(yù)測的常規(guī)凹槽葉頂?shù)牧鲌龇植寂c實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好,驗(yàn)證了數(shù)值方法的可靠性.本文研究結(jié)果表明:帶篦齒的葉頂凹槽可以有效降低葉片中弦處的泄漏流強(qiáng)度,減少泄漏損失.篦齒的形狀對泄漏強(qiáng)度分布影響較小.帶篦齒的葉頂凹槽可以有效降低葉頂?shù)钠骄鶄鳠嵯禂?shù)和熱流量.在五種凹槽布局中,倒梯形篦齒狀凹槽葉頂具有最低的葉頂平均傳熱系數(shù),梯形篦齒狀凹槽葉頂具有最低的葉頂熱流量.

摘要： 開展了航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫合金渦輪葉片滲透檢測技術(shù)研究,對當(dāng)今渦輪葉片的滲透檢測方法選擇、缺陷類型及產(chǎn)生的原因分析和評判給出了綜合闡述,探索性地給出了高溫合金葉片上顯微疏松缺陷和腐蝕坑缺陷圖譜及級別.為各型號高溫合金葉片的設(shè)計(jì)、研制和規(guī)范制定提供了數(shù)據(jù)支持.

摘要： 針對某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)DZ417G合金低壓渦輪工作葉片開展熱暴露及扭轉(zhuǎn)模擬試驗(yàn),研究了葉片在模擬服役環(huán)境條件下的預(yù)扭角變化情況.試驗(yàn)結(jié)果表明:葉片經(jīng)熱暴露后發(fā)生沿扭轉(zhuǎn)方向的微量自發(fā)變形;葉片在高溫及扭轉(zhuǎn)載荷作用下易產(chǎn)生蠕變變形,變形主要集中于葉冠附近.扭角變形可能對葉片性能及配合可靠性造成影響.

摘要： 蠟?zāi)Ｌ沾尚托镜馁|(zhì)量影響鑄造孔隙葉片的使用性能,陶瓷型芯的無損檢測至關(guān)重要.通過選擇合適的實(shí)驗(yàn)工藝參數(shù),采用CR檢測技術(shù)對4塊蠟?zāi)Ｌ沾尚托具M(jìn)行射線檢測,葉片陶瓷型芯檢測圖像清晰,經(jīng)過銳化處理可以準(zhǔn)確檢測到型芯的裂紋位置,并且能夠準(zhǔn)確測量裂紋尺寸,葉片蠟?zāi)Ｌ沾尚托镜纳渚€檢測中CR有望代替膠片檢測.

摘要： 本發(fā)明涉及具有縱向軸線(X)的涵道式渦輪機(jī)(100)的整流器葉片(1)，該葉片(1)包括多個(gè)葉片部段(2)，該多個(gè)葉片部段在根部端部(3)與尖端端部(4)之間沿著堆疊線(L)相對于軸線(X)徑向地堆疊，每個(gè)葉片部段(2)包括壓力面表面(7)與吸力面表面(8)，壓力面表面和吸力面表面在上游前緣(5)與下游后緣(6)之間軸向延伸并且切向相對。根據(jù)本發(fā)明，在每個(gè)葉片部段(2)的前緣(5)與后緣(6)之間形成有輪廓弦(CA)，該輪廓弦的長度在尖端端部(4)與根部端部(3)之間基本上是恒定的，并且堆疊線(L)在或多或少地穿過軸線(X)并穿過堆疊線(L)的平面中具有彎曲部，該彎曲部位于尖端端部(4)附近并且從下游朝向上游定向。

摘要： 本發(fā)明涉及一種用于制造風(fēng)力渦輪機(jī)葉片(10)的結(jié)構(gòu)元件(11、13、15)的方法。該方法包括在至少一個(gè)層壓件(21.1、21.2、21.3、21.4、24.1、24.2)中形成至少一個(gè)注入孔(25)的步驟，該層壓件設(shè)置在結(jié)構(gòu)元件(11、13、15)的第一部分(11.1、13.1、15.1)和第二部分(11.2、13.2、15.2)的芯材料(20.1、20.2)的頂側(cè)(D)以及第一部分(11.1、13.1、15.1)和第二部分(11.2、13.2、15.2)的芯材料(20.2)的底側(cè)(E)上，使得至少一個(gè)注入孔(25)流體地連接到空腔(23)。此外，該方法包括如下步驟：通過注入孔(25)將粘合劑(26)注入到空腔(23)中，固化注入到空腔(23)中的粘合劑(26)，從而在第一部分(11.1、13.1、15.1)的芯材料(20.1)的端部(A)和第二部分(11.2、13.2、15.2)的芯材料(20.2)的端部(B)之間形成接頭(12、14、16)。此外，本發(fā)明涉及一種用于制造風(fēng)力渦輪機(jī)葉片(10)的方法。此外，本發(fā)明涉及結(jié)構(gòu)元件(11、13、15)和風(fēng)力渦輪機(jī)葉片(10)。

摘要： 本發(fā)明涉及一種風(fēng)力渦輪機(jī)的風(fēng)力渦輪機(jī)葉片（10）的梁（40），由此所述梁（40）由包括基質(zhì)和增強(qiáng)物質(zhì)的復(fù)合材料制成，所述梁（40）具有在所述梁（40）的縱向方向上的長度（L40）、在所述梁（40）的寬度方向上的寬度（W40）和在所述梁（40）的厚度方向上的厚度（T40）。所述梁（40）包括在所述梁（40）的所述縱向方向上布置的至少一個(gè)縱向凹槽（41），由此所述至少一個(gè)縱向凹槽（41）將所述梁（40）分成相鄰縱向梁部分（42），由此所述縱向凹槽（41）具有所述梁（40）的所述寬度（W40）或所述厚度（T40）。

摘要： 本發(fā)明涉及一種用于風(fēng)力渦輪機(jī)（1）的風(fēng)力渦輪機(jī)葉片（10）的梁（40），其中所述梁（40）由包括基體和加強(qiáng)件的復(fù)合材料制成。所述梁（40）包括至少一個(gè)凹入縱向端部區(qū)段（44、45），在凹入縱向端部區(qū)段中，所述梁（40）包括至少一個(gè)縱向凹槽（41），所述至少一個(gè)縱向凹槽（41）布置在所述梁（40）的縱向方向（L）或基本上縱向方向（L）上、從所述梁（40）的縱向中間區(qū)段（43）延伸到所述梁（40）的縱向端部（46、47），使得所述至少一個(gè)縱向凹槽（41）將所述梁（40）分離成相鄰的縱向梁部分（42），其中縱向梁部分（42）附接到縱向中間區(qū)段（43）。

摘要： 風(fēng)力渦輪機(jī)葉片，該風(fēng)力渦輪機(jī)葉片在葉片尤其暴露于腐蝕損害的區(qū)域中及周圍具有改型涂層，該改型涂層由下述涂層建立：這樣的涂層包括膠層、纖維增強(qiáng)聚合物層和在纖維增強(qiáng)層上的一個(gè)或多個(gè)非增強(qiáng)聚合物層，自此聚合物層使自身延展超出纖維增強(qiáng)層并且包括風(fēng)力渦輪機(jī)葉片的表面的較少暴露于腐蝕損害的區(qū)域。本發(fā)明還建立了用于創(chuàng)建這種風(fēng)力渦輪機(jī)葉片的方法和創(chuàng)建這種涂層的方法以及涂層本身。

摘要： 本發(fā)明涉及一種利用樹脂浸漬模制生產(chǎn)渦輪葉片半部(1、2)的方法。根據(jù)本發(fā)明，所述方法包括步驟：在用于渦輪葉片殼的模具(3)中設(shè)置纖維氈(4)；將加強(qiáng)構(gòu)件(6)設(shè)置在模具中的纖維氈上；在纖維氈上并緊靠加強(qiáng)構(gòu)件設(shè)置不透氣的密封層(17)；在低壓下將可固化的樹脂引入包括在加強(qiáng)構(gòu)件下方的區(qū)域中的纖維氈；和使樹脂固化以形成渦輪葉片半部，所述渦輪葉片半部包括附連至加強(qiáng)構(gòu)件的渦輪葉片殼。本發(fā)明還涉及一種渦輪葉片半部、一種生產(chǎn)渦輪葉片(123)的方法、并涉及一種渦輪葉片。

摘要： 一種渦輪葉片、燃?xì)廨啓C(jī)、渦輪葉片的中間加工品、渦輪葉片的制造方法，其中，具備：葉片主體(51)，形成中空形狀；腔(52、53、54)，設(shè)于葉片主體(51)的內(nèi)部；以及冷卻通道(55)，從腔(52、53、54)向葉片主體(51)的后端部開口，作為冷卻通道(55)，設(shè)有：第一通道(81)，設(shè)于第三腔(54)側(cè)并且寬度從第三腔(54)側(cè)朝葉片主體(51)的后端部變窄；以及第二通道(82)，設(shè)于葉片主體(51)的后端部側(cè)并且寬度從第三腔(54)側(cè)朝葉片主體(51)的后端部為固定。

摘要： 在設(shè)計(jì)渦輪葉片的渦輪葉片的設(shè)計(jì)方法中，預(yù)先準(zhǔn)備將加熱溫度區(qū)域、蠕變強(qiáng)度以及結(jié)晶粒度建立了關(guān)聯(lián)的相關(guān)數(shù)據(jù)，該渦輪葉片的設(shè)計(jì)方法具備：溫度分布獲取工序(S11)，獲取與被加熱的渦輪葉片的溫度分布相關(guān)的溫度分布數(shù)據(jù)；蠕變強(qiáng)度獲取工序(S12)，獲取與被加熱的渦輪葉片所要求的蠕變強(qiáng)度的分布相關(guān)的蠕變強(qiáng)度分布數(shù)據(jù)；結(jié)晶粒度設(shè)定工序(S13)，基于溫度分布數(shù)據(jù)以及蠕變強(qiáng)度分布數(shù)據(jù)，根據(jù)相關(guān)數(shù)據(jù)，將渦輪葉片的成為擴(kuò)散蠕變溫度區(qū)域的高溫部位處的結(jié)晶粒度設(shè)定為與成為基準(zhǔn)的基準(zhǔn)結(jié)晶粒度相比為粗粒，且將渦輪葉片的成為位錯(cuò)蠕變溫度區(qū)域的低溫部位處的結(jié)晶粒度設(shè)定為與基準(zhǔn)結(jié)晶粒度相比為細(xì)粒。

摘要： 本發(fā)明涉及一種利用樹脂浸漬模制生產(chǎn)渦輪葉片半部(1、2)的方法。根據(jù)本發(fā)明，所述方法包括步驟：在用于渦輪葉片殼的模具(3)中設(shè)置纖維氈(4)；將加強(qiáng)構(gòu)件(6)設(shè)置在模具中的纖維氈上；在纖維氈上并緊靠加強(qiáng)構(gòu)件設(shè)置不透氣的密封層(17)；在低壓下將可固化的樹脂引入包括在加強(qiáng)構(gòu)件下方的區(qū)域中的纖維氈；和使樹脂固化以形成渦輪葉片半部，所述渦輪葉片半部包括附連至加強(qiáng)構(gòu)件的渦輪葉片殼。本發(fā)明還涉及一種渦輪葉片半部、一種生產(chǎn)渦輪葉片(123)的方法、并涉及一種渦輪葉片。

摘要： 一種渦輪葉片（1）包括翼型件部段（10），其中至少一個(gè)冷卻孔（32）形成在翼型件部段（10）的末梢底板（30）上，其流體連接到翼型件部段（10）的內(nèi)部冷卻劑腔（28）。渦輪葉片（1）還包括增材制造的末梢帽（40），其經(jīng)由直接在翼型件部段（10）的末梢底板（30）上逐層沉積材料而形成。末梢帽（40）包括從末梢底板（30）向外延伸的至少一個(gè)振鳴末梢導(dǎo)軌（42，44）。所述至少一個(gè)振鳴末梢導(dǎo)軌（42，44）包括形成在其中的嵌入式冷卻通道（50）。嵌入式冷卻通道（50）與所述至少一個(gè)冷卻孔（32）對準(zhǔn)并流體連接，冷卻孔（32）穿過翼型件部段（10）的末梢底板（30）形成。嵌入式冷卻通道（50）包括位于所述至少一個(gè)振鳴末梢導(dǎo)軌（42，44）的側(cè)面（42a，44b）和頂面（42c，44c）中的至少一者上的一個(gè)或多個(gè)出口（54，56）。