摘要：为防止涡轮导向器铸件产生缩松缩孔缺陷,对铸件进行结构和材料分析,设计合适的浇注工艺,并运用有限元软件对涡轮导向器熔模铸造充型及凝固过程进行模拟仿真,研究浇注系统对金属熔体充型凝固等特性的影响,优化浇注工艺方案;并进行铸件的无损探伤检测分析,验证铸件内部缩松缩孔分布。研究表明:涡轮导向器铸件应采用顶注式浇注系统为宜,根据有限元模拟软件对铸件内部缩松缺陷分布的预测优化了铸件的浇注工艺,减少了铸件内部大尺寸缩松缩孔的形成,优化后的浇注系统对铸件补缩充分,按照顺序凝固原则凝固,铸件中未出现缩松缩孔缺陷,符合铸件工艺要求。

摘要：某型涡轮导向器最小流通面积间接测量测具在按照设计图纸进行加工、装配后计量合格率很低,因此分析了几种常见的导致计量不合格的原因,并且根据该装置的原理制订了相应解决方案,提高了该测具的生产合格率。

摘要：为了提高发动机性能,克服微型涡轮发动机(MTE)的尺度小等因素导致其导向器内流动损失大的缺点,采用了整体叶片式导向器设计技术对某MTE-C微型发动机涡轮导向器进行了改型设计.首先采用NAPA软件对MTE-C微型发动机的整体叶片式导向器进行数值模拟,通过流场分析得到了原型导向器设计中导致流动效率低下的不足之处,并以此为理论依据,对导向器进行了改进.改进型导向器的整级数值模拟结果表明,涡轮在设计点的效率提高了15%,且在宽广的工作范围内其通流能力和效率均得到了明显的提升.

摘要：给出了采用弯扭导向器提高发动机性能的设计原则 :在全三维弯扭设计时 ,必须在保证涡轮前总温、总压和燃气流量的前提下 ,合理调整尾喷管面积 ,提高涡轮后背压 ,保证在设计转速下涡轮输出功与原型涡轮级相同 ,从而保证了压气机的设计点和喘振裕度 ,同时提高了发动机推力、降低油耗。

摘要：高效、稳定的涡轮级间支承结构需要先进的设计技术予以支持。考虑涡轮级间支承结构处于高温、多种载荷的工作环境,以及先进涡轴发动机的设计需求,提出了结构设计的基本原则,如小热应力和热变形低,隔振性能良好,极限状态下的安全性好。在此基础上,对几种典型的涡轴发动机涡轮级间支承结构进行了分析与对比,确定了结构多功能、结构变刚度质量分布、连接稳定性和结构与动力学一体化等设计是先进级间支承结构设计的关键技术与发展方向。

摘要：介绍和分析了某航空发动机涡轮导向器的基本结构形式、主要零（组）件的设计、连接形式、封严和喉道面积的调整方法。

摘要：为提高航空发动机热端部件抗腐蚀、抗高温氧化、抗磨损等能力,延长机件使用寿命,通常采取在发动机热端部件喷涂具有耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等功能的防护涂层[1].由于设计原因,某航空发动机在工作过程中,一级涡轮导向器隔热屏封严篦齿的外篦齿暴露在高温燃烧区,术得到有效的冷却,产生极大的热应力,引起篦齿根部背面涂层裂纹甚至掉块,如图1所示.统计分析表明:某航空发动机工作到大寿命时,一级涡轮导向器隔热屏NiCr-Cr3C2涂层裂纹故障率高达80％,因此研究热端部件NiCr-Cr3C2涂层修复技术成为目前一项急待解决的问题.要解决涂层裂纹甚至掉块的故障,就需要提高涂层的结合强度,保证涂层获得相当的耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等能力,为此必须适当调整涂层材料的成分配比[1-2].

摘要：为了更准确高效地测量航空发动机涡轮导向器最小排气面积,提出一种基于3维空间的排气平面扫掠的最小面积计算方法。这项工作通过分别测量与计算双联、4联与全环导叶的最小排气面积,分析对比了该结果与设计值、三坐标测量的差异。结果表明:非接触激光测量方式下测得的最小面积误差并未随被测面积增大而呈相近比例增大,与三坐标测得结果较为相近,且二者极差的波动在0.184 cm^(2)以内,一定程度验证了该计算方法的正确性和准确性。该测量系统的重复性和稳定性指标仅为10.2%,且3位作业员测量10件导向器叶片的最小排气面积极差最大仅0.025cm^(2),可认为该方法能满足工程使用要求。

摘要：理论分析大涵道比涡扇发动机高/低压涡轮导向器、内/外涵喷口面积变化对发动机整机性能及各部件的影响。采用大涵道比涡扇发动机总体稳态计算程序,在控制低压转子转速不变的条件下,计算上述部件单一几何面积变化对发动机推力、耗油率、转差、裕度、排气温度等总体性能参数的影响,及放大面积后风扇、增压级和高压压气机等压缩部件工作点及喘振裕度的变化趋势,为大涵道比涡扇发动机整机性能调试提供指导。