涡流管冷却的旋转晶体窗口有限元分析

价值工程0引言近年来，涡轮风扇排气装置在航空环控系统中使用较多，通过涡轮风扇端向外排气形成的吹吸作用将散热器中的高温气体排出。

装置工作时，具有正负压交变、气动载荷较大等特点，使用时考虑系统重量因素，多采用薄壁壳体与支架的焊接、铆接等连接方式。

因此，工程应用时在机载振动、气动等载荷共同作用下，存在焊缝和壳体开裂等问题。

目前，国内大多数研究人员对排气装置进行振动破坏及疲劳寿命分析时，根据经验设计，进行试验验证，由于缺少理论分析基础，在实际使用中出现问题不能及时预判破坏趋势和定位故障原因。

综上，本文利用ANSYS 软件对现有结构形式的排气装置进行疲劳寿命仿真分析，针对薄弱区域开展优化方案的耐久性水平研究。

1排气装置运行工况分析1.1结构及工作原理涡轮风扇排气装置由壳体组件（包括壳体前段、壳体中段及壳体后段）、整流筒组件、接头、支架、法兰及型材等组成。

其中壳体组件主要采用焊接及铆接连接，整流筒组件焊接后与壳体连接。

使用时连接涡轮风扇端和初级散热器，将风扇端的气体排出；地面状态，空调制冷能力主要通过风扇抽吸环境空气实现，所有空气均通过涡轮风扇端排走；具有单向调节流量的功能，当飞机飞行速度增大时，系统通过旁路旁通部分流量，防止通过风扇流量过大引起涡轮的超转；当风扇出口阻力增大，涡轮风扇进气量减小时，可以有部分气体通过旁路回流，维持系统的工作稳定。

排气装置主要性能指标如下：①工作压差：-5kPa~20kPa （表压）；②正常工作温度：-55℃~160℃，短时最大工作温度：200℃；③最大工作流量：10000kg/h ；④负压特性：涡轮风扇排气装置在-5kPa 的内腔压力状态下，结构应保持完整性；⑤外泄量：常温、20kPa （表压）的压力下，外泄量不大于200kg/h ；⑥阻力特性：常温、20kPa （表压）的压力状态下，通过流量8000kg/h 时，设备流阻小于5kPa 。

1.2寿命性能分析排气装置的厂内寿命试验采用压力循环进行考核，将寿命指标中的30000飞行小时按1次压力循环对应1.5飞行小时的比率进行换算，同时按（1985）科六字第1325号文确定试验经验系数1.5，最终对应压力循环次数30000次。

涡旋压缩机曲轴有限元分析
严黎坚;黄志刚;张京
【期刊名称】《电器》
【年(卷),期】2011(0)S1
【摘要】曲轴是涡旋压缩机的驱动部件,安装在主轴承和下轴承之间,依靠轴承间隙中的润滑油膜动压支撑工作载荷,其动力学特性直接关系到整机的稳定性和耐久性。

本文将从有限元仿真分析的角度,建立曲轴轴隙的数学模型,讨论曲轴动力载荷,施加轴隙边界条件及约束条件,并进行动力学分析,为曲轴结构优化设计提供指导意见。

【总页数】7页(P342-348)
【关键词】曲轴;涡旋压缩机;有限元分析;约束;静力学
【作者】严黎坚;黄志刚;张京
【作者单位】美的制冷集团
【正文语种】中文
【中图分类】TH45
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5.基于ABAQUS的涡旋压缩机涡旋盘的有限元分析 [J], 周爱博
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第３４卷第８期中国机械工程V o l ．３４㊀N o ．８２０２３年４月C H I N A M E C HA N I C A LE N G I N E E R I N Gp p．８８３Ｇ８９１孔边裂纹的旋转涡流检测朱玉龙１,２,３㊀赵迎松１,２,３㊀方㊀阳１,２,３㊀陈洪恩１,２,３㊀陈振茂１,２,３１．机械结构强度与振动国家重点实验室,西安,７１００４９２．陕西省无损检测与结构完整性分析工程技术中心,西安,７１００４９３．西安交通大学航天航空学院,西安,７１００４９摘要:将调幅旋转涡流检测技术用于叶片气膜孔边任意方向裂纹的无损检测.首先,开发了调幅旋转涡流检测信号数值模拟方法和程序,计算结果表明调幅旋转涡流方法可有效检测孔边裂纹.其次,开发了旋转涡流检测探头和检测实验系统,对含孔边裂纹的气膜孔模拟试件进行了检测实验.检测实验与理论分析的结果一致,验证了所提数值模拟方法和调幅旋转涡流检测技术对孔边裂纹检测的有效性.关键词:涡流检测;旋转涡流;孔边裂纹;数值模拟方法;实验验证中图分类号:T M １５４D O I :１０．３９６９/j．i s s n ．１００４ １３２X．２０２３．０８．００１开放科学(资源服务)标识码(O S I D ):R o t a t i n g E d d y C u r r e n t T e s t i n g f o r I n s p e c t i o no fC r a c k s a tH o l eE d ge Z HU Y u l o n g １,２,３㊀Z H A O Y i n g s o n g １,２,３㊀F A N G Y a n g １,２,３㊀C H E N H o n ge n １,２,３㊀C H E NZ h e n m a o １,２,３１．S t a t eK e y L a b f o r S t r e n g t ha n dV i b r a t i o no fM e c h a n i c a l S t r u c t u r e s ,X i ̓a n ,７１００４９２．S h a a n x i E R Co nN D Ta n dS t r u c t u r a l I n t e g r i t y E v a l u a t i o n ,X i ̓a n ,７１００４９３．S c h o o l o fA e r o s p a c eE n g i n e e r i n g ,X i ̓a n J i a o t o n g U n i v e r s i t y ,X i ̓a n ,７１００４９Ab s t r ac t :R o t a t i n g ed d y c u r re n t t e s t i n g m e t h o dw a s a p pl i e d f o r r e l i a b l eE C To f c r a c k s a t t h e c o o l Ｇi n g h o l e e d g e o f g a s t u r b i n e b l a d e s ．A t f i r s t ,a n u m e r i c a l s i m u l a t i o n s c h e m e a n d c o d ew e r e d e v e l o pe d ,a n dn u m e r i c a l r e s u l t s s h o wt h a t t h em e t h o dm i g h tf i n d c r a c k s b y a m p l i t u d em o d u l a t e d r o t a t i ng E C T．Ar o t a t i o nE C T p r o b e a n d a i n s p e c t i n g s y s t e m w e r e d e s i g n e d t o i n s p e c t t e s t Ｇp i e c e sw i t hc o o l i n gh o l e s a n dc r a c k s a t t h ei r e d g e s ．T h e c o n s i s t e n c y o f e x p e r i m e n t a l o n e s a n ds i m u l a t i o n r e s u l t s s h o wt h a t t h e p r o p o s e dn u m e r i c a ls i m u l a t i o ns c h e m ea n dr o t a t i n g E C T a r ee f f e c t i v ef o rd e t e c t i n g t h eh o l ee d g e c r a c k s ．K e y wo r d s :e d d y c u r r e n t t e s t i n g (E C T );r o t a t i n g e d d y c u r r e n t ;c r a c ka th o l ee d g e ;n u m e r i c a l s i m u l a t i o nm e t h o d ;e x pe r i m e n t a l v a l i d a t i o n 收稿日期:２０２１１２１３基金项目:国家自然科学基金(１１９２７８０１);国家科技重大专项(２０１９ＧⅦＧ００１９Ｇ０１６１)０㊀引言涡轮叶片是航空发动机的核心部件.研究表明,提高燃气涡轮进口温度可有效提高航空发动机的推重比[１].目前,高端航空发动机燃气涡轮的进口温度达到２０００ħ,远远超过了耐高温合金可承受的极限温度,基于气膜孔的气膜冷却技术是有效保护耐高温合金的关键措施之一[２].为实现涡轮叶片的气膜冷却,需要在涡轮叶片上制备很多直径０．３~２．０mm 贯通内部流道的气膜孔[３Ｇ５].由于高温㊁高压㊁高离心力㊁振动㊁腐蚀等因素,气膜孔边的任意方向均可能产生裂纹,裂纹扩展后可能导致叶片失效断裂,诱发严重飞行事故,因此,需要有效的无损检测技术对涡轮叶片气膜孔结构完整性进行检测评估.目前,叶片的检测目标集中在叶片背部㊁叶片内部的裂纹和流道堵塞情况.红外检测技术主要用来检测叶片排气孔是否堵塞,对裂纹检测的精度较差[６Ｇ９].马建徽等[１０]采用荧光渗透方法检测涡轮叶片轮盘,但该方法有较大局限性,且渗透检测技术仅适合叶片表面开口裂纹,难以检测气膜孔的内壁裂纹.张祥春等[１１]利用工业C T 对单晶叶片壁厚进行了检测,射线检测可直观显示缺陷图像,但不能原位检测,对小裂纹的灵敏度也不足.江文文等[１２]基于小波变换采用相控阵超声检测方法检测航空发动机涡轮叶片的内部缺陷,由于气膜孔结构复杂,孔边裂纹难以检测.涡流检测快且对表面㊁近表面缺陷的检测精度高[１３].为降低涡流检测涡轮叶片叶背裂纹时提离变化带来的影响,文献[１４Ｇ１７]设计了不同的差动式检测探头,提高了裂纹的检出灵敏度.涡流检测技术仅对与涡流垂直方向的裂纹检测灵敏度高,同时一些涡流检测探头具有裂纹不敏感的方向.与涡流检测技术相比,旋转涡流检测技术在导体表面３８８ Copyright ©博看网. All Rights Reserved.感应产生的涡流会周期性旋转,对叶片表面内任意方向的裂纹都有检测灵敏度,为裂纹的定量评估提供了更多的信号参数[１８Ｇ１９].文献[２０Ｇ２２]应用常规旋转涡流检测方法对蒸汽发生器换热管管壁裂纹进行了检测,但涡流检测检波信号不能反映裂纹的方向.L I U 等[２３]提出了调幅旋转涡流检测方法,并通过实验验证了它对平板试件不同方向裂纹检测的有效性.涡轮叶片上密集气膜孔的相互干扰和孔边裂纹方向的随机性导致常规无损检测方法检测困难.调幅旋转涡流检测方法为孔边裂纹检测提供了新思路,但目前缺乏相应数值模拟方法和程序对其检测机理和有效性进行研究.为此,开发调幅旋转涡流检测数值模拟方法,明确其对孔边裂纹检测有效性具有理论意义和应用价值.针对涡轮叶片孔边任意方向裂纹的高效无损检测,本文将调幅旋转涡流检测方法用于孔边裂纹的检测,并基于有限元边界元混合法开发了考虑调制频率影响的调幅旋转涡流检测数值计算方法和程序,对调制信号频率㊁裂纹扰动检测机理等进行了理论分析,开发了旋转涡流检测系统,验证了数值模拟方法的正确性和调幅旋转涡流检测方法对孔边裂纹检测的有效性.１㊀旋转涡流检测的数值模拟方法１．１㊀旋转涡流检测探头的结构本文选取的旋转涡流检测探头为T R 构型.如图１所示,探头由２个正交的矩形激励线圈和１个盘式检测线圈组成.为在３mmˑ３mm 的检测区域内获得尽可能均匀的涡流场,并避免激励线圈顶部电流削弱线圈底部电流在检测区域感生的涡流,矩形激励线圈的尺寸较大,激励区域远大于检测区域.考虑到检测线圈的磁通变化敏感方向,以及均匀涡流区域裂纹导致扰动磁场变化的特征,将与检测面平行放置的小型盘式线圈作为检出单元来采集检测电压.为激发出旋转涡流场,２个正交矩形线圈中通入的激励电流I １(t )㊁I ２(t )分别为I １(t )＝I ０s i n ω１t c o s ω０t I ２(t )＝I ０c o s ω１t c o s ω０t }(１)式中,I ０为激励电流幅值;ω１为低频调制函数的圆频率;ω０为高频涡流激励电流的圆频率,ω１≪ω０.１．２㊀F E M ＧB E M 常规涡流场数值模拟方法旋转涡流检测是常规涡流检测的变种,因此旋转涡流检测的数值计算可基于常规涡流检测数值模拟方法.基于A ＧΦ方程的有限元Ｇ边界元(a)三维结构(b)断面图图１㊀旋转涡流检测探头结构示意图F i g ．１㊀T h e s t r u c t u r a l d i a g r a mo f r o t a t i n ge d d y c u r r e n t t e s t i n gpr o b e (f i n i t e Ｇe l e m e n t m e t h o d a n d b o u n d a r yＧe l e m e n t m e t h o d ,F E M ＧB E M )混合法适用于非磁性导体涡流场和检测信号的数值模拟[２４].本文基于已有F E M ＧB E M 混合法程序,开发旋转涡流和检测信号的计算方法.涡流检测属于低频电磁场问题,基于磁向量位A 和标量位Φ的A ＧΦ涡流场控制方程为[２４]１μÑ２A ＝σ(∂A ∂t ＋Ñ∂Φ∂t )(２)Ñ σ(∂A ∂t ＋Ñ∂Φ∂t)＝０(３)１μ０Ñ２A ＝－J ０(４)式中,σ㊁μ㊁μ０分别为检测对象导体的电导率㊁磁导率和空气磁导率;J ０为空气区域的激励电流密度.其中,式(２)㊁式(３)为导体区域控制方程,式(４)为空气区域控制方程.使用伽辽金有限元方法和边界元方法分别对导体区域控制方程和空气区域控制方程进行离散,最终可得涡流场F E M ＧB E M 混合法控制方程:(P ＋j ωQ ＋jωR ＋K )A d Φéëêêùûúú＝M G －１F ００éëêêùûúú(５)式中,ω为激励电流角频率,P ㊁Q ㊁R 为有限元系数矩阵;K ㊁M ㊁G 为边界元系数矩阵,具体含义可参考文献[２４];F ０为激励线圈在导体表面(边界元节点)上产生的磁位[２４].基于毕奥Ｇ沙伐定律和法拉第电磁感应定律,４８８ 中国机械工程第３４卷第８期２０２３年４月下半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.T R 型探头检测线圈中的感生电动势变化为V ＝ðNi ＝１j ωμ０４πʏS i ʏV cJ eˑÑ１Rd V d S (６)式中,V c 为导体区域;R 为检测线圈场点与导体涡流源点的距离;N 为检出线圈匝数;S i 为检出线圈第i 匝导线围成的面积区域.１．３㊀旋转涡流检测数值模拟方法和检测原理常规涡流检测方法的激励电流为单一频率正弦信号.式(１)所示的调幅旋转涡流的激励电流通过幅值调制实现感应涡流场方向的周期性旋转,使得图１所示的探头结构对平面任意方向的裂纹都具有较高的检测灵敏度.调制函数在对激励电流幅值进行调幅的同时,还可以控制涡流旋转的速度.令ω０１＝ω０－ω１,ω０２＝ω０＋ω１,利用积化和差公式将式(１)变换为I １(t )＝I ０(s i n ω０２t －s i n ω０１t )/２I ２(t )＝I ０(s i n (ω０２t ＋π/２)＋s i n (ω０１t ＋π/２))/２}(７)式(７)显示,２个线圈的调幅激励电流均由２个不同频率的正弦信号叠加而成.基于涡流检测问题的线性特性和叠加原理,通入幅值为I ０/２㊁圆频率为ω０１和ω０２的激励电流时,激励线圈１中的涡流响应信号为U １１和U １２(复数,包含与激励相位相同的实部和滞后π/２的虚部);通入幅值为I ０/２㊁圆频率分别为ω０１和ω０２的激励电流时,激励线圈２中的涡流响应信号为U ２１和U ２２,则据式(７)可得激励线圈激励时的检测线圈响应:U １(t )＝U １２e x p (i ω０２t )－U １１e x p (i ω０１t )U ２(t )＝U ２２e x p (i π/２＋i ω０２t )＋U ２１e x p (i π/２＋i ω０１t )}(８)㊀㊀基于圆频率ω０１和ω０２的定义可得U １(t )＝(U １２e x p (i ω１t )－U １１e x p (－i ω１t )) ㊀e x p (i ω０t )＝V １(t )e x p (iω０t )U ２(t )＝(U ２２e x p (i ω１t )＋U ２１e x p (－i ω１t )) ㊀e x p (i π/２)e x p (i ω０t )＝V ２(t )e x p(i ω０t )üþýïïïï(９)式(９)中的V １(t )和V ２(t )为激励线圈激励时检测线圈按频率ω０检波时的信号.因此,当涡流检测检波的圆频率为ω０时,２个激励线圈同时作用时的检测线圈检波信号可表示为㊀V (t )＝V １(t )＋V ２(t )＝(U １２＋U ２２e x p (i π/２)) ㊀e x p (i ω１t )＋(U ２１e x p (i π/２)－U １１)e x p (－i ω１t )(１０)㊀㊀对４个单激励线圈在单激励频率下的检测信号按照F E M ＧB E N 数值计算方法进行计算,分别获取U １１㊁U １２㊁U ２１㊁U ２２,按式(１０)计算即可获得旋转涡流检测不同时刻检测线圈电压信号的实部和虚部,进而获取其幅值和相位.当调制信号圆频率ω１远小于涡流激励圆频率ω０时,２个激励线圈感生的涡流均可认为是圆频率ω０的单频涡流.通以幅值I ０㊁圆频率ω０的激励电流时,２个激励线圈的涡流信号为V －１和V －２(复常数),则根据式(１)可得旋转涡流探头的检测信号:V －(t )＝V －１s i n ω１t ＋V －２c o s ω１t(１１)㊀㊀考虑调制信号圆频率ω１对旋转涡流检测信号的影响,以４０mmˑ４０mmˑ３．５mm 的高温合金平板中２mm 长㊁０．２mm 宽的贯通裂纹为检测对象,采用图１所示探头,基于式(１０)㊁式(１１)对考虑和忽略调制信号频率的两种情况分别进行数值计算.探头参数和检测频率如表１所示.表１㊀探头参数T a b ．１㊀T h e p a r a m e t e r o f p r o b e频率(k H z )内半径(mm )径向厚度(mm )轴向厚度(mm )提离(mm )激励线圈１２５８．２０．２１６．４１．３激励线圈２２５８．００．２１６．４１．５检出线圈０．５２．５０．６０．６㊀㊀表２所示为旋转涡流信号的计算结果和误差,其中,f １为调制信号频率,f ０为激励电流频率,误差相对e 的定义为e ＝V －p －V pV p(１２)式中,V －p 为忽略调制频率影响时的计算结果峰值;V p 为考虑调制频率影响时的计算结果峰值.表２㊀调制信号频率对计算结果的影响T a b ．２㊀T h e e r r o r r e l a t e d t om o d u l a t i o n f r e q u e n c yf ０(k H z )f １(H z )f １/f ０V －p (m V )V p (m V )相对误差e (％)２５１００．０００４２５００．０１５０００．０２１００００．０４１２５００．０５２５０００．１１４．００３２１４．００３４０．００１１４．００２７０．００４１４．００１７０．０１１１３．９９７６０．０４０１３．９９４６０．０６２１３．９７１００．２３０㊀㊀由表２可以发现,f １/f ０ɤ０．０５时,误差小于０．１％.因此调制信号频率远小于激励频率时,数值模拟可以忽略调制信号圆频率ω１的影响,即仅对２个激励线圈在激励圆频率ω０下的感生涡流和检测线圈的响应信号进行计算,然后按照式(１１)对２个激励线圈产生的涡流和检测信号进行叠加,即可获得一个调制信号周期内２个激励线圈共同作用时的检测电压信号.１．４㊀调幅旋转涡流检测机理分析为明确所提旋转涡流探头感生涡流的分布规律和与孔边裂纹的相互作用机理,利用本文计算５８８ 孔边裂纹的旋转涡流检测朱玉龙㊀赵迎松㊀方㊀阳等Copyright ©博看网. All Rights Reserved.方法和F E MＧB E M程序,对旋转涡流不同时刻的涡流分布和检测信号进行了数值计算.计算时忽略了调制频率的影响,探头设置于试件中央,形状㊁参数如图１和表１所示,计算中在中央区域面内采用１mm的均匀单元进行网格剖分.㊀㊀基于式(１)给出的２个激励线圈的激励电流幅值,按圆频率ω０计算试件表面感生的涡流场,并将２个结果叠加,获得试件的涡流场分布.图２所示为１个幅值调制周期T中１２个典型时刻下平板中央区域涡流场(实部)分布的计算结果.㊀(a)t＝０(ω１t＝０ʎ)㊀㊀(b)t＝T/１２(ω１t＝３０ʎ)㊀㊀(c)t＝T/６(ω１t＝６０ʎ)㊀㊀(d)t＝T/４(ω１t＝９０ʎ)(e)t＝T/３㊀㊀㊀㊀㊀㊀(f)t＝５T/１２㊀㊀㊀㊀㊀㊀(g)t＝T/２㊀㊀㊀㊀㊀㊀(h)t＝７T/１２(ω１t＝１２０ʎ)㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ω１t＝１５０ʎ)㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ω１t＝１８０ʎ)㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ω１t＝２１０ʎ)(i)t＝２T/３㊀㊀㊀㊀㊀㊀(j)t＝３T/４㊀㊀㊀㊀㊀㊀(k)t＝５T/６㊀㊀㊀㊀㊀㊀(l)t＝１１T/１２(ω１t＝２４０ʎ)㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ω１t＝２７０ʎ)㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ω１t＝３００ʎ)㊀㊀㊀㊀㊀㊀(ω１t＝３３０ʎ)图２㊀一个幅值调制周期中１２个典型时刻平板中央区域涡流场(实部)分布F i g．２㊀T h e r e a l p a r t d i s t r i b u t i o no f e d d y c u r r e n t o f１２t i m e i n s t a n c e s i no n em o d u l a t i o n p e r i o d㊀㊀t＝０时,激励线圈１中的电流为０㊁线圈２中的激励电流最大,两线圈共同激励下在试件表面感应的涡流主要沿Y方向分布(图２a);t为０~ T/４时,激励线圈１中的电流逐渐增大,线圈２中电流的逐渐减小,试件表面涡流的方向逆时针旋转(图２b㊁图２c);t＝T/４时,激励线圈１中的电流最大而线圈２中的电流为０,合成涡流主要沿X方向分布(图２d).一个幅值调制周期内的涡流方向变化可以证明,２个激励线圈共同作用时,激励电流随调制信号的改变会使感应涡流在面内周期性旋转.为明确旋转涡流检测中涡流与裂纹的相互作用过程和孔边裂纹的检测机理,建立了单孔孔边裂纹旋转涡流的检测模型,研究裂纹对涡流分布的影响.将直径０．６mm的模拟气孔设于探头下方的试件中心,在气孔孔周沿Y方向设置了一个１mm长㊁０．２mm宽的裂纹,如图３a所示.对中心孔附近局部区域的有限元网格进行了加密,并通过调整节点位置和细化网格实现对圆孔和裂纹的有效表征.没有裂纹时,孔附近的涡流分布如图３a㊁图３b所示,除了涡流方向发生变化,孔附近区域涡流的整体分布完全相同.不含裂纹时,由于气孔的几何对称性,任意时刻的涡流分布仅指向不同.图３c㊁图３e所示为涡流方向与裂纹方向平行时涡流场和扰动场(有裂纹涡流场和无裂纹涡流场的差)的面内分布.裂纹宽度很小,由裂纹宽度引起的与其平行的涡流扰动很小,检测线圈中产生的电压扰动信号最小.涡流方向与裂纹方向垂直时,如图３d㊁图３f所示,裂纹引起的涡流扰动显著增加,检测信号扰动达到最大.由图３f还可看到差分信号中的涡流围绕孔和裂纹绕成２个环,２个环向涡流在检出线圈区域形成的磁场穿过了检出线圈,这进一步说明１．１节中的检出线圈结构和布置的合理性.图３仅给出了裂纹沿Y方向分布时半个调制周期中２个特殊时刻的结果.对６８８中国机械工程第３４卷第８期２０２３年４月下半月Copyright©博看网. All Rights Reserved.任意方向孔边裂纹来说,由于一个周期内总有两个时刻的涡流与裂纹方向垂直,故旋转涡流方法可有效实现孔边裂纹的检测.㊀㊀㊀㊀(a)涡流在孔边的分布(t＝０)(b)涡流在孔边的分布(t＝T/４)(c)涡流在孔边裂纹区域的分布(t＝０)㊀㊀(d)涡流在孔边裂纹区域的㊀㊀㊀㊀(e)差分后涡流在孔边裂纹㊀㊀㊀(f)差分后涡流在孔边裂纹㊀㊀㊀㊀㊀分布(t＝T/４)㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀区域的分布(t＝０)㊀㊀㊀㊀㊀㊀区域的分布(t＝T/４)图３㊀涡流与孔边裂纹的相互作用(激励频率２５k H z,旋转频率１０H z)F i g．３㊀I n t e r a c t i o nb e t w e e n e d d y c u r r e n t a n d c r a c ka t t h e h o l e(e x c i t a t i o n f r e q u e n c y２５k H z,r o t a t i n g f r e q u e n c y１０H z)１．５㊀旋转涡流数值计算方法有效性验证为验证数值模拟方法和计算结果的有效性,以表３(θ为孔边裂纹方向角,裂纹沿X轴正向时为０ʎ)中的裂纹３㊁４为检测对象(直径２mm通孔),对２个不同深度的裂纹进行了旋转涡流检测的数值模拟和实验测量(实验方法㊁系统见第３节),探头和检测条件与１．４节所述相同.图４所示为一个幅值调制周期中的检测线圈差分电压信号幅值的实验结果和数值计算结果,两者的相对误差小于２％,说明数值模拟方法和程序的有效性.表３㊀孔边裂纹参数T a b．３㊀T h e p a r a m e t e r s o f c r a c k s a t t h e h o l e编号宽度(mm)长度(mm)深度(mm)θ(ʎ)１２３４５６７０．２１２１．７５３．５０１．７５３．５０９０９０９０９００４５１３５㊀㊀图４中,A点(t＝０)对应涡流与裂纹平行,这时的信号幅值最小,B点(t＝T/４)对应涡流与裂纹垂直,对应的信号幅值最大.这一结果说明了旋转涡流孔边裂纹检测机理的合理性.２㊀旋转涡流孔边裂纹检测数值模拟本节基于不同尺寸和方向的孔边裂纹数值模图４㊀一个周期差分电压信号的数值计算和实验结果F i g．４㊀T h e d i f f e r e n t i a l v o l t a g e s i g n a l o f s i m u l a t i o na n de x p e r i m e n t a l r e s u l t s i no n e p e r i o d拟结果来验证旋转涡流检测探头和方法对孔边裂纹检测的有效性.计算采用图１㊁表１所示的探头形状和参数.为准确描述小孔径贯通柱形气膜孔并提高计算效率,板中央采用０．２mm的单元网格,并将孔壁面周围的相关节点依据孔周实际坐标进行调节,与传统的六面体网格相比,这种方法可以更好地表征圆柱形状.数值模拟试件的长宽深分别为４０mm㊁４０mm㊁３．５mm,电导率为１M S/m.对不同方向㊁长度㊁深度(表３)的孔边裂纹的旋转涡流检测信号进行数值计算.调制频率１０H z远小于激励频率２５k H z,计算采用忽略调制频率影响的方法.同一方向不同尺寸孔边裂纹检测信号的计算结果如图５所示,可以看出,不同尺寸孔边裂纹均７８８孔边裂纹的旋转涡流检测 朱玉龙㊀赵迎松㊀方㊀阳等Copyright©博看网. All Rights Reserved.可导致一定的涡流扰动,进而影响旋转涡流检测信号,即探头对不同大小㊁方向和深度的裂纹均具敏感性.由图５a 还可发现,裂纹深度增大会导致差分检测信号相位角减小,而裂纹长度不会显著影响信号相位.由图５b 可看出,随着裂纹长度和深度的增大,差分检测信号幅值均会逐渐增大,且连接两个幅值极值点的连线与裂纹长度方向一致.(a)差分检测信号李萨如图(b)差分检测信号幅值极坐标图图５㊀不同尺寸孔边裂纹数值计算结果F i g．５㊀T h e s i m u l a t i o n r e s u l t o f c r a c kw i t hd i f f e r e n t s i z e s 不同方向孔边裂纹的数值计算结果如图６所示.由图６a 可看出,相同尺寸㊁不同方向的孔边裂纹检测信号的相位基本相同.图６b 显示,相同大小㊁不同方向的孔边裂纹的信号幅值也基本相同,且两个幅值极大点的连线的角度与孔边裂纹的方向角始终一致,显示幅值极大点连线的角度可作为表征裂纹方向的特征量;而差分检测信号峰值基本一致,即孔边裂纹方向不会显著影响检测信号的峰值.３㊀旋转涡流孔边裂纹检测实验３．１㊀旋转涡流检测系统搭建为验证数值模拟方法和旋转涡流探头检测孔边裂纹的有效性,自主开发了旋转涡流检测实验系统.如图７所示,信号发生器输出两通道正弦(a)差分检测信号李萨如图(b)差分检测信号幅值极坐标图图６㊀不同方向孔边裂纹的数值计算结果F i g．６㊀T h e s i m u l a t i o n r e s u l t s o f c r a c k s i n d i f f e r e n t o r i e n t a t i o n 信号,通道１的低频信号经２个移相器输出相位差为９０ʎ的两路低频正弦信号(分别输入２个A D ８３５乘法器),通道２的高频正弦信号分成两路,分别输入２个A D ８３５乘法器(对输入的高低频信号进行调幅后,形成输入２个激励线圈的两路调幅激励电压信号).激励线圈下方的检出线圈采集的电压信号经锁相放大器检波后,输入示波器进行显示并存储,其中,高频正弦信号作为参考频率输入锁相放大器,低频正弦信号输入示波器,作为参考波形,保证每次采集时各周期的起始时刻一致.搭建的实际旋转涡流实验系统如图８所示.图７㊀旋转涡流实验系统构成F i g ．７㊀P r i n c i p l e d i a g r a mo f t h e r o t a t i n ge d d y c u r r e n t s ys t e m８８８ 中国机械工程第３４卷第８期２０２３年４月下半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.图８㊀旋转涡流实验系统F i g．８㊀T h e r o t a t i n g e d d y c u r r e n t t e s t i n g s y s t e m ３．２㊀试件、探头和实验过程参考实际的航空发动机热端叶片和气膜孔参数,采用I n c o n e l７１８镍基高温合金材料设计制作了３．５mm厚的平板检测试件,并加工了５个２mm通孔和相应孔边裂纹.试件平板㊁气孔和孔边裂纹大小和位置如图９a所示,气孔和裂纹的参数与数值模拟的参数相同.试件和依据图１所示结构制成的探头外形如图９b所示,激励线圈１㊁２的匝数分别为１６０和１６８,检出线圈匝数为１９６.(a)试件参数(b)实验探头和试件图９㊀实验试件和探头F i g．９㊀V i e w g r a p ho f t h e e x p e r i m e n t a l s p e c i m e na n d p r o b e实际检测中,低频调制信号频率为１０H z,涡流检测激励频率为２５k H z;探头位于检测对象气孔正上方,且保持检测线圈提离为０．６mm.在相同检测条件下分别检测是否含有缺陷气孔,并记录多个幅值调制周期的检测信号,然后采用MA T L A B工具箱c f t o o l中的拟合函数y＝a s i n(２０πt＋b)拟合实验信号进行降噪处理.最后将有无裂纹孔实验结果的拟合信号进行差分,获取裂纹导致的扰动信号.３．３㊀实验结果不同尺寸孔边裂纹的旋转涡流检测实验结果如图１０所示,对比图５可以发现,实际测量结果与数值计算结果具有完全相同的变化趋势.实验中,气孔和探头的中心位置不能完全重合等原因导致李萨如图的实验曲线包围区域具有较大面积(数值计算结果近似为直线),但最大信号相位特性基本相同.从幅值极坐标图也可以看出,虽然实验信号增益等导致检测信号不完全相同,但不同尺寸裂纹的信号变化趋势和信号的相对大小完全一致.这说明了数值模拟方法的有效性,并验证了调幅旋转涡流方法和探头对孔边裂纹检测的有效性.(a)差分检测信号李萨如图(b)差分检测信号幅值极坐标图图１０㊀不同尺寸孔边裂纹实验结果F i g．１０㊀T h e e x p e r i m e n t a l r e s u l t o f c r a c k sw i t hd i f f e r e n t s i z e图１０a显示,相同长度的孔边裂纹的差分信号的相位随裂纹深度的增加而逐渐减小,而相同深度的孔边裂纹检测信号的相位基本一致且与裂纹长度无关,这种性质和计算结果完全一致.通过图１０b也可以看出,孔边裂纹长度和深度的增加均会导致信号幅值的增大,且幅值极值点的连线与孔边裂纹方向一致,实验结果与数值计算结果一致.为研究孔边不同方向裂纹对检测信号的影响,以４号孔边裂纹(长２mm㊁宽０．２mm㊁深３．５mm㊁方向角９０ʎ)为检测对象,将探头围绕圆９８８孔边裂纹的旋转涡流检测 朱玉龙㊀赵迎松㊀方㊀阳等Copyright©博看网. All Rights Reserved.孔中心依次逆时针旋转９０ʎ㊁４５ʎ㊁－４５ʎ(模拟方向角为０ʎ㊁４５ʎ㊁１３５ʎ的裂纹),通过实验明确不同方向裂纹对旋转涡流检测信号的影响规律.图１１所示为通过以上方式获得的孔边裂纹的调幅旋转涡流检测结果,可以发现,相同大小孔边裂纹的方向变化不会导致差分检测信号相位和峰值发生显著改变,且极坐标图中幅值极值点连线在极坐标图中的角度与孔边裂纹的方向完全一致.(a)差分检测信号李萨如图(b)差分检测信号幅值极坐标图图１１㊀不同方向孔边裂纹实验结果F i g ．１１㊀T h e e x pe r i m e n t a l r e s u l t of c r a c k i n d i f f e r e n t o r i e n t a t i o n４㊀结论(１)基于不同频率㊁不同线圈感应涡流和信号叠加的调幅旋转涡流数值模拟方法合理有效.调制频率相对很低时,２个激励线圈通入调幅旋转激励电流时的响应可简化为２个线圈单频涡流检测响应的简单叠加.(２)理论模拟和实验均表明,调幅旋转涡流检测方法可有效检测不同方向的孔边裂纹,且在检测信号极坐标图中,信号幅值点连线在极坐标图中的角度对应裂纹在孔边的方向,因此可从检测信号中直观判定裂纹方向.(３)与常规涡流检测相同的是,旋转涡流检测信号的相位主要与孔边裂纹的深度相关,但裂纹的长度和深度增加均会导致检测信号的幅值增大.参考文献:[１]㊀倪萌,朱惠人,裘云,等．航空发动机涡轮叶片冷却技术综述[J ]．燃气轮机技术,２００５(４):２５Ｇ３３．N IM e n g ,Z HU H u i r e n ,Q I U Y u n ,e t a l ．R e v i e wo f T u r b i n eB l a d eC o o l i n g T e c h n o l o g y f o rA e r o e n g i n e s [J ]．G a sT u r b i n eT e c h n o l o g y ,２００５(４):２５Ｇ３３．[２]㊀温志勋,张冬旭,张志金,等．镍基单晶涡轮冷却叶片气膜孔结构强度[M ]．北京:科学出版社,２０１７．[３]㊀孙建军,李志永,臧传武．航空发动机气膜冷却孔的电解加工[J ]．电镀与涂饰,２０１５,３４(１１):６２６Ｇ６３１．S U NJ i a n j u n ,L IZ h i y o n g ,Z A N G C h u a n w u ．E l e c Ｇt r o c h e m i c a l M a c h i n i n g o f F i l m C o o l i n g H o l e si n A e r o Ｇe n g i n e [J ]．E l e c t r o Ｇp l a t i n g &F i n i s h i n g,２０１５,３４(１１):６２６Ｇ６３１．[４]㊀王在华,戴惠庆,郑添,等．燃气轮机叶片气膜冷却及换热特性研究[J ]．浙江电力,２０２０,３９(６):５７Ｇ６２．WA N GZ a i h u a ,D A IH u i q i n g,Z H E N GT i a n ,e t a l ．A n a l y s i so n G a s T u r b i n e B l a d e F i l m C o o l i n g a n d H e a tT r a n s f e rC h a r a c t e r i s t i c s [J ]．Z h e j i a n g El e c t r i c P o w e r ,２０２０,３９(６):５７Ｇ６２．[５]㊀张浩,李录平,唐学智,等．重型燃气轮机涡轮叶片冷却技术研究进展[J ]．燃气轮机技术,２０１７,３０(２):１Ｇ７．Z HA N G H a o ,L IL u p i n g ,T A N G X u e z h i ,e ta l ．R e s e a r c hP r o g r e s so fT u r b i n eB l a d eC o o l i n g Te c h Ｇn o l o g yf o rH e a v y D u t y Ga sT u rb i n e [J ]．G a sT u r Ｇb i n eT ec h n o l o g y,２０１７,３０(２):１Ｇ７．[６]㊀郭伟,董丽虹,王慧鹏,等．基于红外热像技术的涡轮叶片损伤评价研究进展[J ]．航空学报,２０１６(２):４２９Ｇ４３６．G U O W e i ,D O N GL i h o n g ,WA N G H u i p e n g,e t a l ．R e s e a r c hP r o g r e s so fD a m a geE s t i m a t i o nf o rT u r Ｇb i n eB l a d e sB a s e do n I n f r a r e dT h e r m o g r a p h i cT e c h Ｇn o l o g y[J ]．A c t aA e r o n a u t i c a e tA s t r o n a u t i c aS i n i c a ,２０１６(２):４２９Ｇ４３６．[７]㊀赵璐,孙焱,曲娜．航空发动机涡轮叶片裂纹红外热波无损检测研究[J ]．电子世界,２０１４(１１):６３Ｇ６４．Z HA O L u ,S U N Y a n ,Q U N a ．R e s e a r c ho f I n f r a Ｇr e dT h e r m a lW a v eN o n Ｇd e s t r u c t i v eT e s t i n g o fA i r Ｇc r a f tE n g i n e T u r b i n eB l a d e sC r a c k [J ]．E l e c t r o n i c s W o r l d ,２０１４(１１):６３Ｇ６４．[８]㊀汪力．航空发动机涡轮叶片内部通道异物红外检测[J ]．硅谷,２０１２(４):１８５Ｇ１８６．WA N GL i ．I n f r a r e dD e t e c t i o no fF o r e i gnB o d i e s i n T u r b i n eB l a d e so fA e r o Ｇe n g i n e [J ]．S i l i c o n V a l l e y,２０１２(４):１８５Ｇ１８６．[９]㊀孙琦．涡轮叶片冷却风道异物堵塞的红外无损检测[D ]．南昌:南昌航空大学,２０１５．S U N Q i ．I n f r a r e d N o n d e s t r u c t i v e T e s t i n g i n T u r Ｇ０９８ 中国机械工程第３４卷第８期２０２３年４月下半月Copyright ©博看网. 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d yC u r r e n t T e s t i n g[J]．J o u r n a l o f N a n c h a n gH a n g k o n g U n i v e r s i t y(N a t u r a l S c i e n c e s),２０１８,３２(３):４０Ｇ４７．[１８]㊀HO S H I K AWA H,K O Y AMA K．A N e w E C T P r o b ew i t hR o t a t i n g D i r e c t i o nE d d y C u r r e n t[M]ʊR e v i e wo fP r o g r e s s i nQ u a n t i t a t i v eN o n d e s t r u c t i v eE v a l u a t i o n．B o s t o n:S p r i n g e r,１９９６:１０９１Ｇ１０９８．[１９]㊀K O Y AMA K,HO S H I K AWA H．B a s i c S t u d y o f a N e wE C TP r o b eU s i n g U n i f o r m R o t a t i n g D i r e c t i o nE d d y C u r r e n t[M]ʊR e v i e wo fP r o g r e s s i nQ u a n t iＧt a t i v eN o n d e s t r u c t i v eE v a l u a t i o n．N e w Y o r k:S p r iＧn g o r,１９９７:１０６７Ｇ１０７４．[２０]㊀X I NJ,L E IN,U D P AL,e t a l．R o t a t i n g F i e l dE dＧd y C u r re n t P r o b e w i t h B o b b i n P i c k u p C o i lf o rS t e a m G e n e r a t o rT u b e s I n s p e c t i o n[J]．N D T&EI n t e r n a t i o n a l,２０１３,５４(３):４５Ｇ５５．[２１]㊀Y EC,X I NJ,S UZ,e t a l．N o v e l T r a n s c e i v e rR oＧt a t i n g F i e l d N o n d e s t r u c t i v eI n s p e c t i o n P r o b e[J]．I E E ET r a n s a c t i o n s o n M a g n e t i c s,２０１５,５１(７):１Ｇ６．[２２]㊀Y EC,HU A N G Y,U D P A L,e t a l．N o v e lR o t aＧt i n g C u r r e n tP r o b e w i t h GM R A r r a y S e n s o r sf o rS t e a m G e n e r a t eT u b e I n s p e c t i o n[J]．I E E ES e n s o r sJ o u r n a l,２０１６,１６(１２):４９９５Ｇ５００２．[２３]㊀L I U X,Y A N GJ,WU B,e t a l．A N o v e lG e n e r aＧt i o n M e t h o do fO s c i l l a t o r y R o t a t i n g E d d y C u r r e n tf o rC r a c kO r i e n t a t i o nD e t e r m i n a t i o na n dD e t e c t i o ni nM e t a l P l a t e s[J]．N D T&E I n t e r n a t i o n a l,２０１８,９７:１Ｇ１０．[２４]㊀陈振茂,解社娟,曾志伟,等．电磁无损检测数值模拟方法[M]．北京:机械工业出版社,２０１７．(编辑㊀张㊀洋)作者简介:朱玉龙,男,１９９６年生,硕士研究生.研究方向为电磁无损检测.EＧm a i l:z h u y u l o n g＠s t u．x j t u．e d u．c n.陈振茂(通信作者),男,１９６４年生,教授㊁博士研究生导师.研究方向为电磁无损检测理论㊁技术及在核电㊁特种设备㊁航天航空等关键结构中的应用.发表论文３００余篇.EＧm a i l:c h e n z m＠m a i l．x j t u．e d u．c n.１９８孔边裂纹的旋转涡流检测 朱玉龙㊀赵迎松㊀方㊀阳等Copyright©博看网. 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涡流管冷冻实验一、实验目的涡流管(vortex tube)能产生冷冻的效果，它没有任何可移动的部份，没有散热片、没有热交换器，故障性低，而且不需热机的时间。

只要有压缩空气就可以产生冷空气或热空气。

此次实验目的为了解涡流管的工作原理，学习使用涡流管产生致冷的作用，并分析其效率。

加深对换热过程中能量守恒和熵增的认识。

比较管壳式换热器顺逆流换热的平均稳压的大小。

二、实验原理涡流管的主要构造如图一所示：图一：涡流管的主要构造这是一只很简单的长直管，在此管的两端各有一出口，分别为一大一小的孔，而在靠近小端出口处有一个喷嘴。

高压空气沿切线方向由喷嘴喷入管中，由于管中的压力接近大气压，膨胀的空气以接近音速的速度离开喷嘴，在管中造成一个涡流。

由于管壁摩擦及其它因素的影响，整个管内气体的角速度成为一个定值，这相当于一个强制涡流(forced vortex)，其速度与半径成比例。

因此在接近中心部份的空气，其速度会降低，角动量减少；而在接近外围部份的空气，其速度会提高，角动量增加。

这相当于接近中心部份的空气产生扭矩来转动外围的空气，以抵抗管壁的摩擦。

所以在接近中心部份的空气对外做功，其温度会下降，在而在接近外围部份的空气被做功，所以温度上升。

在涡流管内，其外围的圆周速度接近音速，并且轴心为冷空气而周围为热空气，而冷空气和热空气分别从两端的大孔和小孔各自被分离出来。

我们可以用一个涡轮机和一个摩擦阻尼来说明以上的过程，如图二所示。

我们可以想象高压空气在涡流管内分离与做功的过程相当于涡流管内有一个涡轮机和一个摩擦阻尼。

当高压空气进入涡流管时，部份空气( )m2穿过涡轮机，带动涡轮机对轴作功，所以空气的温度与焓均会下降，此时冷空气就从左边排出。

剩下的空气( )m3被涡轮机做功，速度提高，动能增加，但随即穿过摩擦阻尼，压力降低，动能转成热能，而使温度与焓都会上升，此时热空气从右边排出。

m2m1=m2+m3m3hot air outletcold air outletcompressed airinletturbinfrictional resistance图二：涡流管的工作原理--涡轮机和摩擦阻尼的模拟整个过程可分析如下：假设进入涡流管的高压空气流量为( )m 1，由质量守恒可得mm m 231+= 由于整个过程为绝热，且没有对外做功，由热力学第一定律可得( ) mm h m h m h 2312233+=+ 这相当于涡轮所做的功等于阻尼所消耗的功() ()mh h m h h 212313-=- 若假设空气为理想气体，且比热为常数，则112233m T m T m T =+入口温度与出口温度之间有这样的关系：123(1)T xT x T =+-其中1m 为入口高压空气的流量，2m 为冷端出口空气的流量，3m 为热端出口空气的流量。

TC4合金流动旋压三维弹塑性有限元模拟
吕昕宇;侯红亮;张士宏;许沂;李志强;吕宏伟
【期刊名称】《锻压技术》
【年(卷),期】2005(30)6
【摘要】应用有限元软件MSC.Marc,建立了TC4合金筒形件流动旋压的三维弹塑性变形力学模型。

研究了三轮同步热反旋过程中的三维变形图,管坯表面应力、应变以及旋压力分布规律。

这对于优化TC4管材旋压工艺和缺陷的科学预报有重要的指导意义。

【总页数】4页(P38-41)
【关键词】TC4;流动旋压;三维弹塑性有限元分析;旋压力
【作者】吕昕宇;侯红亮;张士宏;许沂;李志强;吕宏伟
【作者单位】中国科学院金属研究所;北京航空制造工程研究所;鞍钢灵山锻造厂【正文语种】中文
【中图分类】TG306
【相关文献】
1.平三角孔型轧制TC4钛合金棒材的三维弹塑性有限元分析 [J], 帅美荣;周存龙;秦建平
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3.TC4钛合金U形带筋板件超塑性成形的有限元数值模拟 [J], 王晓东;余心宏
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5.筒形件强力旋压三维刚塑性有限元模拟中几个关键问题的研究 [J], 许沂;单德彬;李萍;吕炎
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有限元在双开孔应力分析中的应用摘要:以国外某大型冷却器外接管为例,对容器顶部原料进出口进行有限元分析。

依据ASME Ⅷ2Ⅱ《美国压力容器规范分析》进行应力强度评定。

工程应用表明,采用有限元分析软件能很好地解决设备开大孔产生的应力问题,特别是当管承受复杂外载荷情况下的应力计算[ 3 ]。

关键词:ANSYS;冷却器接管;应力分析;开孔补强0引言换热器是化工、炼油、动力、食品、轻工、原子能和制药等机械及其他许多工业部门广泛使用的一种通用设备。

在工业生产中,换热设备的主要作用是使热量由温度较高的流体传递给温度较低的流体,使流体温度达到工艺流程规定的指标,以满足工艺流程上的需要[ 2 ] 。

冷却器作为换热器的一种形式,是很多设备中的关键部件,随着装置规模的扩大,冷却器也朝着大型化的方向发展。

对换热器进出口物料的增加,导致物料管口的增大,同时,物料的流动对管口的外载荷(外力、外力矩)也随之增大,使得仅考虑内压作用情况下的计算不能满足开孔位置、复杂应力状态的要求。

国外某大型冷却器筒体上的进出口接管不仅直径大、两接管相距小(只有564mm) ,且承受复杂的外载荷(三个方向的外力及弯矩) ,常规的双开孔补强计算方法已不能解决该工程应力计算问题。

本文利用ANSYS有限元分析软件,对冷却器双开孔进行了详细的应力分析,并对筒体进行开孔补强设计,局部加厚筒体,很好地解决了工程中的问题。

1建立有限元模型1.1设计参数图1冷却器物料进出口外载荷示意图冷却器筒体内径Di为3200mm,冷却器正常工作压力为01246MPa, 工作温度为19115℃,设计压力P为014MPa,设计温度T为220℃,腐蚀裕量为3mm,筒体与进出口接管材料均为SA2516MGr,485 (相当于国产材料16MnR) ,根据内压强度设计筒体名义厚度t为18mm,接管名义厚度t1 为18mm。

接管进出口位于冷却器的顶部,内径为1600mm,直接与外管线焊接,管线作用于管口端面上的载荷如图1所示。

大连理工大学硕士学位论文基于有限元方法的涡旋盘应力和位移分析姓名：郎贤明申请学位级别：硕士专业：机械工程指导教师：冯刚;黄志刚20070601大连理工大学专业学位硕＋学位论文３静涡旋盘结构的实体建模、网格划分以及加载和分析３．１静涡盘有限元分析静涡盘在压缩机正常工作时主要受气体力和温度载荷的作用，因此在分析方法上采用顺序分析方法对改迸型静涡盘进行可行性分析。

但在论文中也给出了只考虑气体力作用和只考虑温度载荷作用时的静涡盘受力情况，目的是为了比较和分析何种因素导致或影响静涡盘的变形和应力分布。

３．２改进型静涡盘的结构以前的静涡盘的许多结构较富裕，设计偏于安全，甚至有些结构可能是多余的，见图３．１。

为了降低结构重量和减少加工制造成本等，本方案对静涡旋盘进行了重新设计，包括将６个螺栓孔固定改为４个螺栓孔固定。

改进后静涡盘的三维实体见图３．２和图３．３。

图３．１原有产品三维实体模型正面视图Ｆｉｇ．３．１ＴｈｅＯｒｉｇｉｎａｌｓｃｒｏｌｌｂａｓｅｄｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎ基于有限元方法的涡旋盘应力和位移分析图３．２改进后产品三维实体模型正面视图Ｆｉｇ．３．２１飞ｅＩｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔｓｃｒｏｌｌｂａｓｅｄｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎ图３．３改进后产品三维实体模型背面视图Ｆｉｇ．３．３ＴｈｅＩｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔｓｃｒｏｌｌｂａｓｅｄｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎ３．３静涡盘的受力分析静涡盘在正常工作时主要有两种载荷，气体力和温度载荷。

静涡盘由四个螺栓固定，在工作中受气体力和温度载荷的作用。

在气体力是周期性变化的，进口处的气体压强为０．６２５Ｍ｜Ｐａ，排气口的压强是２。

１４６ＭＰａ。

在分析中选取第二个压缩腔刚好排气的瞬间作为分析点，因为此时刻静涡盘的受力情况最恶劣。

此时的静涡盘共有两个压缩腔（第二压缩腔压强为１．６４ＭＰａ第三压缩腔压强为１．０９８６ＭＰａ）、一个排气腔（压强为２．１４６ＭＰａ）和一个压缩形成腔（压强为０．６２５ＭＰａ）静涡盘的温度分布取稳定后的情况为分析点，根据试验经验和相关书籍的验证可知在压缩机测试的标准工况下（蒸发温度７．２冷凝温度５４．４）排气口的温度为１３０度左右，最外边缘为１００度左右。

基于有限元的圆钢环缝旋流两段控冷过程温度场模拟肖轶【摘要】借助ANSYS有限元分析软件,进行了温度场模拟,并建立了圆钢温度场预报模型.研究了圆钢环缝旋流控冷过程的热边界条件,分析了4种情况下圆钢温度场的分布及其变化规律.结果表明,相比常规控冷圆钢的晶粒度有明显细化,获得了圆钢在环缝旋流两级控冷过程中的温度-时间历程曲线及其组织变化特点.模型的温度场数值模拟的结果与现场实验结果吻合良好.分析结果对于掌握圆钢的冷却规律、优化圆钢控冷工艺,以及开发新控制冷却技术具有实际指导意义.【期刊名称】《机械与电子》【年(卷),期】2010(000)008【总页数】5页(P9-13)【关键词】有限元;圆钢;环缝旋流;控制冷却;温度场;数值模拟【作者】肖轶【作者单位】南通江通制冷设备有限公司,江苏,南通,226002;安徽工业大学,安徽,马鞍山,243002【正文语种】中文【中图分类】TG3330 引言圆钢环缝旋流两段控冷是先进而有效的生产高级钢的专利技术[1].它可在不添加微合金元素的前提下,通过综合利用位错强化、细晶强化和沉淀强化等方法来细化铁素体组织.用普碳钢、低合金钢生产不同强度级别的圆钢,并大幅提高钢材的综合性能.能有效改善国内外常规冷却器冷却强度弱、冷却均匀性差、维护复杂及使用寿命短等问题.因而,在圆钢环缝旋流两段控冷过程中分析其断面温度场分布和变化规律,有助于针对不同的冷却要求和工况,制订相应的冷却制度,预测钢材最终的组织成分,推断其力学性能.在实际生产中有重要的应用推广价值.1 环缝旋流两段控冷的结构特点[2]1.1 环缝旋流冷却器针对国外常规冷却器喷嘴不可调的弊病,环缝旋流式冷却器在出水口设计了环状可调缝隙,以及一系列与环状可调缝隙出水口同心的具有一定直径和斜度的倾斜孔,如图 1a、图 1b所示.水冷器出水时,一部分水流呈一定角度的环锥形喷出,另一部分水流通过小孔在前进的同时围绕圆钢轴线旋转流动,两者结合加大了雷诺数,增强了流动的湍流程度,从而打破圆钢表面的蒸汽膜加速换热过程.经实验验证只用了250 m3/h的水量就把Φ 22圆钢的温度降低了300℃,其冷却效率约为直喷式冷却器的1.5倍,而且冷却较湍流式冷却器均匀,如图1c所示.图1 环缝旋流式冷却器环缝喷水1.2 水冷箱布置针对常规一段式控冷工艺不能有效减少横断面内外温度差,圆钢组织性能不稳定,及钢材表面易生成氧化铁皮和不均匀变形等情况,同时也考虑到一些使用横列式轧机的热轧厂的设备工况和位置空间的限制.我们提出了圆钢出精轧机组后,进入2个水箱的方案如图2所示.图2 环缝旋流两段控冷工艺布局1#水箱的作用是将轧件表面的终轧温度降到马氏体相变温度以上(约500℃),防止奥氏体晶粒长大,并使轧件芯部得到铁素体(F)和珠光体(P).2#水箱的作用是使表面淬火成马氏体(M),并利用余热自回火产生部分索氏体(S)或屈氏体(T).圆钢出2#水箱后轧件表面的温度要降到300℃左右,上冷床后利用自身余热回火温度上升到650℃左右,得到强度、塑性均佳高钢级钢材.每个水箱中各由4个顺向环缝旋流式冷却器,3个逆向环缝旋流式冷却器,1个入口压缩空气扑水器,1个出口压缩空气扑水器(气压0.6 MPa)组成,如图3所示.图3 每个水箱中水冷器的布置2 圆钢环缝旋流两级控冷过程的数学模型圆钢在环缝旋流两级控冷过程中的传热,是传导、对流和辐射3种基本方式的综合,是稳态热传导与非稳态热传导过程的结合.圆钢高效控冷的方式有空冷和水冷,空冷时主要是圆钢表面向周围环境散发热量,以辐射传热为主;在水冷器中时,主要是圆钢表面与水之间的对流传热,传热方式为传导与对流的结合,换热系数的确定涉及冷却水沸腾传热机理模型[3],如图 4所示.图4 圆钢的简化冷却模型由于圆钢是圆柱体,并且其长度远远大于直径,可以圆柱坐标系进行分析.由以上假设可以知道,圆钢横截面上某一点的温度,只与这一点到中心的距离r和余热淬火时间t 有关.设x,y为宽度和高度方向直角坐标值;k为导热系数;ρ为圆钢的密度;cp为比热;T为轧件温度,则水冷段圆钢的热传导偏微分方程为[4]：下一步考虑满足式(1)的边界条件.2.1 水冷段此时圆钢刚离开精轧机组,在较高的温度下进入高效冷却器装置,进行快速冷却.圆钢进入冷却器后,由于圆钢表面温度大大高于水的饱和温度,水温剧增至沸点并汽化,在圆钢壁上形成动态蒸汽膜.此时射流水以不小于1.0 MPa压力冲刷圆钢表面,全面打破蒸汽膜,圆钢外壁的移动又促进了沸腾过程的进行,这种传热过程具有很高的热流量,使传热系数激增.其边界条件为：hw为圆钢与冷却水之间的强制对流换热系数.该系数是研究圆钢控制冷却过程中水冷传热特性、计算温度场及设计水冷装置必不可少的参数.然而,冷却介质的对流换热系数受到很多因素的影响.除了介质本身的物理性质,如比热容、导热率、粘度、汽化热以及所用添加剂等外,外界条件对介质的换热系数也有很大影响.目前冷却介质的对流换热系数主要靠试验测定或者利用经验公式进行计算[5],本文根据现场情况按照表1取经验值.式中 Tw--圆钢的表面温度W--水的流量表1 不同冷却强度的温降数据时间(s) 低强度冷却(℃)中强度冷却(℃)高强度冷却(℃)____________总体温度_温降_总体温____________________度_温降_总体温度温降0 882 0 916 0 830 0 813 69 786 130 656 174 1.5780________102________7______________________12_204562_268平均换热系数W/(m2⋅℃)_________5 900 12 500 23 432 12.2 空冷段圆钢出冷却器进入空冷段.此时圆钢表面的温度已经降低,与空气之间的辐射换流及对流换热都要考虑.其边界条件为：ha为圆钢和空气之间的自然对流换热系数.由于空冷段是由辐射换热和自然对流换热2部分组成的,这里采用经验公式[6]：式中 Tc--周围环境温度3 温度场有限元模型和解析条件3.1 单元划分考虑到模型的对称性,采用1/4圆截面进行分析可以将网格划分得更细密且提高了计算效率.所用单元为ANSYS[7]中平面8节点的高阶单元PLANE77,网格划分效果如图5a所示;数据分析采用特殊点式和路径式2种.特殊点方式分别点选半径为R,R/2,0进行分析;路径式分析中所定义的路径如图5b所示.3.2 解析条件以某热轧厂轧制的Φ 22圆钢为计算对象 .现场获得的工艺参数中v=10m/s,φ22mm,出炉温度为1 050℃,出精轧温度为950℃,水箱长度为20 m,水冷时间为2.0 s,水压 P=1.2 MPa,水量为350 m3/h,环境温度为25℃,冷却水温为40℃,轧制速度为11 m/s,试验钢种为用电炉、LF冶炼.在求解过程给定第一阶段的初始条件为：整个截面温度均匀,该温度等于终轧温度.以后的每一阶段的初始条件为上一阶段的计算结果温度分布.图5 单元划分4 温度场模拟结果分析4.1 截面温降分析图6a～图6d分别为 0.1 s,2 s,4 s,7 s时刻的截面温度场变化图.可以看出中心部分温度逐渐降低,范围由大变小的一个过程(950℃→640℃),图6a中心大部分仍为高温区,图6d中心高温区部分已经变得很小;圆钢的边缘(外表层)温度呈现一个先降低后升高的过程,温度范围也出现了一个先变小后变大的过程[8],可以推断水冷后圆钢的最外层厚度与冷却强度有关;从图6d可知外内层温度基本趋近于相同(640→630℃),可推断7 s后整个圆钢在截面上开始出现整体同步下降的趋势.图6 不同时刻的截面温度变化4.2 特殊点温度随时间变化分析圆钢轧后冷却过程温降曲线如图7所示.由图7可看出水冷后表面温度在300℃以下,自回火温度为600℃.依据20MnSi钢种的动态CCT曲线,能够得到表面回火马氏体、心部铁素体组织,使圆钢具有外硬内软的良好综合性能.图7 截面上3点的温降曲线4.3 径向温度变化不同时刻的径向温度变化曲线如图8所示.由图8可见,随时间的增加,半径方向上的温度梯度逐渐减小(温度逐渐均匀),0 s和9.9 s时内外温度均匀,2 s前径向斜率较大,2 s后斜率逐渐减小,且在最后趋于0.通过数据处理过程可知,0 s到9 s时温降为316℃,即(950-634)℃,由上图分析可知3 s之后圆钢内外温度开始逐渐均匀,3 s前径向上温度梯度较大,内外温差高.4.4 外表面温降曲线的变化图8 不同时刻的径向温度变化曲线4.4.1 初始温度当其它条件不变初始温度降低时(1100℃下降到800℃),曲线下移,回火温度下降(750℃下降到510℃).当温度过低时不易形成回火索氏体,正常回火温度应该保持在600℃以上,对圆钢的综合力学性能有益.初始温度值也不应该过高,否则不利于低温轧制,但低温轧制对设备能力要求较高.4.4.2 直径当其它条件不变直径逐渐增大时(由16 mm增大到30 mm),曲线上移,温降速度变小,回火温度变高.大尺寸圆钢在同等水量条件下冷却效果没有小尺寸圆钢好,但后期由于内部高温区范围较大,故回火温度值较高.试验分析认为大直径圆钢若想获得较好的回火组织,应该适当加大水量或降低出炉温度等参数来达到标准.4.4.3 轧制速度当其它条件不变轧制速度逐渐增大时(从6 m/s增大到15 m/s时),水冷时间明显变短,温降曲线的最低点提前,且相应的温度最低点和回火后温度值均有所提高(由350℃提升到500℃左右).可见当轧制速度过快时,不能保证外表温度降低到Ms以下,不能生成淬火组织,更不能够生成对应的回火组织,只能产生外表面的细晶强化,没有相变的过程.4.4.4 冷却强度保证回火温度是保证圆钢性能指标的最重要因素[9].当换热系数变化时,即水量水压增大时,冷却效率明显提高,表面温度急剧下降,同时回火温度也显著降低,此状况下能达到Ms点的要求.但是,回火温度过低时(430℃左右),回火后组织不利于圆钢的综合力学性能.按照现场实际经验来看,当回火温度在660～700℃区间时,能够保证圆钢的各项性能指标均达到国家标准,故冷却水量应该控制在合理范围内.5 结束语利用ANSYS软件的APDL语言进行温度场有限元分析,可得到圆钢断面温度场分布和各点温降曲线.通过与其组织转变曲线相交,能预测圆钢的组织和力学性能.实验证明,温度场模拟的结果与现场实测吻合良好,对现场控冷工艺制定具有指导意义,应在有条件的企业大力推广.自主开发的环缝旋流两段控冷技术,比直喷式、湍流式冷却器冷却效率高,能够有效地控制表面与芯部的温差,晶粒度有明显细化现象,减少了钢材表面的氧化铁皮生成量.钢材在冷却过程中未产生不均匀变形,大幅提高了圆钢的综合性能,可以取得较大的经济效益和社会效益.参考文献：[1] 刘卫东,陈锦光,肖轶,等.一种可调环缝旋流式冷却方法[P].中国：200910055135.7,2010-01-06.[2] 张海霞,肖轶,陈平.新型余热控冷用旋流式冷却器的设计与应用[J].南通职业大学学报,2010,(1)：76-80.[3] Morales R D,Lopea A G,Olivares I M.Heat transfer analysis during water spray cooling of steel rods[J].ISIJ 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