采用正弯叶片的高负荷扩压叶栅实验研究

通过实验对某高负荷扩压叶栅流场气动参数进行了详细的测量,分析了流道内及出口横截面的马赫数分布及流场结构,探讨了叶片弯曲对高负荷扩压叶栅内流动的影响。     

非光滑叶片对叶栅气动特性影响的实验研究

在低速平面叶栅风洞中对光滑叶片及3种非光滑叶片进行了实验研究,分析了非光滑叶片对叶栅出口流动特性的影响。实验结果表明,采用非光滑叶片改变了叶栅出口旋涡结构及流动分布,使叶栅出口的流场趋于均匀,叶片可以随更大的负荷。     

叶栅气动反问题的伴随优化解法及应用

伴随方法是目前流体机械优化设计领域的研究热点,具有计算量与设计变量数目基本无关的优点。鉴于以往相关研究尚未将伴随方法用于有分离流动条件下的叶栅气动反问题设计,建立了一套集叶片几何参数化、网格生成、流场求解、伴随场求解与优化求解于一体的叶栅气动反问题的优化求解方法,从减弱流动分离的角度出发,通过给定更合适的叶片表面压力分布,完成了叶栅反问题求解。研究表明,所得叶片吸力面型线更为平缓,在所研究的2种攻角下的尾缘附近流动分离较优化前得到了有效缓解。该研究有利于发展高效、宽工况叶栅设计技术,并可为复杂流体机械部件的先进设计奠定理论基础。     

叶栅叶型正反设计的伴随优化方法

针对基于流场Navier-Stokes方程求解的叶栅叶型正反问题设计优化中,计算量随设计变量数目急剧增加的问题,采用伴随方法建立了集叶片几何参数化、网格生成、流场求解、伴随场求解与优化求解于一体的优化求解方法。针对反问题设计中目标控制参数分布难以给定的问题,通过分析叶栅叶型正问题优化求解结果,给出了反问题优化求解所需的较优目标压力分布。利用自主程序完成了以减弱或消除流动分离、提高叶栅气动性能为目的的叶栅叶型正、反问题自动优化求解,优化后的叶型叶栅总压损失系数分别降低了5.69%、4.50%。研究表明,叶栅叶型吸力面曲率的减小、叶片前加载和中后部逆压梯度的减小,可有效抑制叶片尾缘附近的流动分离。该研究工作对发展高效宽工况叶栅叶型设计技术具有一定的参考价值。     

涡轮叶栅叶顶间隙泄漏流动实验研究

针对一种高负荷涡轮叶栅,利用低速矩形叶栅风洞实验研究叶顶间隙泄漏流动。研究了不同叶顶间隙和不同来流冲角情况下,涡轮叶栅的流场结构和气动性能。研究工况包括无间隙, 0.5%、1.0%、1.5%叶高间隙和±10°、±5°、0°冲角。通过五孔探针获得矩形叶栅出口截面上总压、气流角以及速度分布;通过叶片表面开设的静压孔,获得叶片中部以及靠近叶顶截面的叶片表面静压分布。实验结果表明:叶顶间隙的存在增强了叶栅顶部的二次流动,恶化了上半叶展的流动状况,涡系结构发生了改变。随着叶顶间隙的增大,叶栅总压损失增加,气流偏转不足/过偏现象加剧;随着冲角的增大叶栅总压损失增加。     

叶尖小翼对高亚声速扩压叶栅气动特性影响的数值研究

压气机正逐渐向着高负荷、高稳定性的方向发展.为有效控制该趋势下间隙区域内的流动损失加剧现象,可在高亚声速的扩压叶栅中加装叶尖小翼.本文对原型叶片及不同宽度的压力面与吸力面叶尖小翼叶片进行数值研究.结果表明:高亚声速下不同安装方案下的叶尖小翼均可以改善压气机的气动特性,削弱泄漏涡的强度,其中,压力面小翼对于流场的改善效果更为明显,与原型相比,PW2.0的总压损失系数降低了4.47%.     

多分流叶栅S_1旋成流面上的气动正命题有限元新解法及试验研究

分流叶栅或串列叶栅的流场计算和试验研究是透平机械S_1流面问題中的一个重要课题。但求解分流叶栅或串列叶栅的气动正命题是比较困难的,主要在于确定准确的出气角和绕分流叶片的环量值或者分流比。本文在用有限元素法求解多分流叶栅或串列叶栅S_1任意旋成流面上的气动正命题时,把绕叶片的环量位作为无节点的自变量进行直接求解,而不是把它作为一个强加边界条件来处理,从而避免了以前为使叶片尾缘满足广义库塔条件所需的迭代过程。计算与实验结果吻合良好。本文还用自编的程序对多分流叶柵进行了多方案的计算,提出了一种气动性能较好的汽轮机高压隔板多分流叶栅设计,并对这种多分流叶栅和带不同加强筋的叶栅进行了静吹风试验,试验结果表明,这种多分流叶栅比原来带加强筋叶栅的流动损失明显下降。     

内凹型阀碟调节阀流场三维数值模拟研究

应用商业软件FLUENT6.2对600MW超临界汽轮机组的调节阀流场进行了全三维流动分析.利用UG实体建模软件对调节阀进行三维成型,通过Gambit网格划分软件对区域进行非结构化网格划分.在三维数值计算中,模拟分析了调节阀在100%、50%和30%三个工况开度下的流场特性.计算结果表明,由阀碟与阀座组成的环型通道是决定调节阀的主控通流能力、流场特性和稳定性三项气动性能的关键部位.文中所研究的调节阀的阀碟采用了内凹型设计,汽流自喉部喷射后,迅速脱离阀碟,并在阀座的曲线收敛段形成附着流,避免了流经阀碟表面的周向流体的过早掺混带来的能量损失.阀碟独特的结构设计使得调节阀在各种工况开度下有着较稳定的流动状态.     

涡轮叶栅叶顶间隙泄漏流动实验研究

针对一种高负荷涡轮叶栅,利用低速矩形叶栅风洞实验研究叶顶间隙泄漏流动．研究了不同叶顶间隙和不同来流冲角情况下,涡轮叶栅的流场结构和气动性能．研究工况包括无间隙,0.5%、1.0%、1.5%叶高间隙和±10°、±5°、0°冲角．通过五孔探针获得矩形叶栅出口截面上总压、气流角以及速度分布;通过叶片表面开设的静压孔,获得叶片中部以及靠近叶顶截面的叶片表面静压分布．实验结果表明:叶顶间隙的存在增强了叶栅顶部的二次流动,恶化了上半叶展的流动状况,涡系结构发生了改变．随着叶顶间隙的增大,叶栅总压损失增加,气流偏转不足/过偏现象加剧;随着冲角的增大叶栅总压损失增加．     

船用燃气轮机进气系统气动特性

为研究某新型船用燃气轮机进气系统的气动特性,探究该进气系统的设计合理性,在自主设计的实验台上完成设计工况的实验研究,进行气动参数的采集,并利用仿真软件ANSYS CFX对该工况进行计算并获得更为详细的内部流场,分析各截面上总压损失分布及流阻特性.结果表明,实验和数值结果基本一致,在设计工况下,该进气系统内部流场主流区流动平稳均匀,各部分总压损失分配合理,进气系统整体总压损失为1242.17 Pa,阻力系数为21.30,出口均匀系数为0.9989,气动阻力较低,具有良好的气动特性.     

基于速度势面元法的风力机风轮三维气动性能预估

大型风力机风轮气动设计和性能分析需要更加准确、快速的预估方法。风力机风轮三维流场具有低Mach数、高Reynolds数的特点,该文把风轮流场简化为有势流场,将叶片表面和尾迹视为有势流场的边界,采用速度势方程作为流动控制方程,使用面元法进行求解,建立了风力机风轮三维气动性能数值计算的模型,并编制了计算程序。同时,还建立了适用于水平轴风力机的尾迹迭代求解方法,考虑了表面摩擦阻力对风轮转矩和推力的影响,提高了计算精度。与实验结果对比证明,该方法具有很好的计算准确性,为进一步研究常规运行工况下的风力机风轮气动性能,特别是大型变速变桨风力机气动性能提供了一个准确、快速的预估方法。     

大型风力机柔性叶片在运行工况下的内力分析

为了准确地模拟柔性叶片在运行工况下叶片危险截面的内力,进行叶片的强度与刚度分析,并考察叶片的振动对气动载荷与气弹响应的反馈,以美国可再生能源实验室(NREL)发布的5 MW近海风力机为研究对象,建立了包含气动模型和系统的动力响应模型两部分的柔性叶片非线性气动弹性力学模型。采用计算多体系统动力学理论,基于Roberson-Wittenburg建模方法,结合叶素动量理论,建立了柔性叶片的气弹耦合方程,实现了叶片的气弹耦合时域响应分析。算例计算了NREL的5 MW近海风力机在紊流风速作用下,叶片各截面的挥舞、摆振和扭转方向内力矩的时域响应。研究成果对于叶片强度与刚度校核与优化设计有重要的应用价值。     

应用多块分区搭接网格技术和变域变分有限元法设计分流叶栅

该文针对含分流叶片的亚声速平面叶栅的反命题,运用多块分区搭接网格技术将流动区域分成两部分生成计算网格,再根据泛函的驻值必要条件,应用变域变分有限元方法对分流叶栅叶型进行了反设计。变域变分通过把可变边界结合在变分泛函中,使其与求解流场的控制方程结合起来,从而使可变边界求解和流场分析可以完全耦合地进行,因而适合于分流叶栅的反问题研究。由于分流叶片的存在,使得很难在流动区域内生成一体化网格,因此该文应用了多块分区搭接网格技术。该技术可保证每一子域都具有高质量的计算网格,并且子域与子域间的流场信息交换也简单易行。两个典型算例表明了该方法的正确性和优越性。     

多分流喷咀叶栅气动变分有限元分析

在蒸汽透平的高压级中,喷咀叶栅的高宽比相当小,一般l/B<1,端损比较严重。为了减少这种损失,本文提出一种新的由主、分流叶片组成的多分流喷咀叶栅结构,以改善高压级喷咀叶栅的气动性能。为了对这种多分流喷咀叶栅进行全流场计算,本文采用了较先进的气动变分有限元方法。以国产30万千瓦机组高压第一压力级为例,对实际运行的带矩形加强筋的窜喷咀结构,带锥形加强筋的窄喷咀结构以及由主、分流叶片组成的多分流喷咀叶栅结构进行了全流场的气动有限元计算。从计算所得的速度分布曲线可知,带矩形加强筋的窄喷咀结构的气动性能最差,而由主、分流叶片组成的多分流喷咀叶栅的气动性能最好,它是改善蒸汽透平高压级热经济性的有效途径。     

不同气动措施对特大型冷却塔风致响应及稳定性能影响分析

为研究不同气动措施对特大型冷却塔结构风致强度及稳定性能的影响,以内陆某核电特大型冷却塔为例,对无气动措施和增设3种气动措施冷却塔进行刚体测压风洞试验.基于试验结果对比分析了不同气动措施下冷却塔表面平均和脉动风压特性,然后采用有限元方法进行不同气动措施下特大型冷却塔的动力特性、风致响应、局部和整体稳定性能研究,最终提炼出不同气动措施对特大型冷却塔结构抗风性能的影响规律.     

离心叶轮出口流动分离区影响因素的数值研究

针对离心叶轮出口区域的流动分离问题,对影响离心叶轮出口流动分离的3种因素进行了数值研究。研究离心叶轮扩压度影响时发现:对于闭式叶轮,叶轮扩压度对出口的流动影响较大,当叶轮的进口与出口相对速度比大于2时,设计工况下叶轮出口出现了较大的流动分离区,这与传统的设计理论一致;对于半开式叶轮,设计工况下叶轮出口均出现了流动分离,且分离区的大小随着叶轮扩压度的增加而增大。研究叶顶间隙对离心叶轮出口流动分离影响时发现:叶顶间隙对叶轮出口流动分离区的大小影响显著,就所研究的叶轮而言,并非间隙越小分离区越小,当叶顶间隙为7.5%叶轮出口宽度时,叶轮出口流动分离区最小。研究叶片扩压器进口收敛角对半开式叶轮出口流动分离区的影响时发现,增大扩压器进口收敛角可以有效抑制叶轮出口的流动分离,但是收敛角过大,叶轮叶顶间隙区域附近的叶尖回流区增大,整级的气动性能降低。     

动静叶干涉中背压扰动叶栅气动力的降阶模型

现有航空发动机气动力降阶模型的研究主要集中在叶片颤振方向,对动静叶干涉引起叶栅气动力变化的问题没有讨论。其中背压扰动是动静叶干涉影响上游叶栅气动力的重要因素。通过对背压扰动的傅里叶分解,分别计算分解背压扰动所得各谐波引起的叶栅气动力响应,由此建立了基于谐波平衡法的背压扰动叶栅气动力降阶模型。在此基础上,研究了各谐波幅值对气动力降阶模型精度的影响。算例的结果表明:提出的方法能非常好地描述动静叶干涉中背压对上游叶栅气动力的影响;根据幅值大小选择主谐波,可以在不大幅降低气动力降阶模型精度的情况下减少待定参数的个数;利用该方法可准确确定任意时刻动静叶干涉中背压扰动叶栅的气动力。     

新的多重网格算法在压气机流场计算中的应用

根据在流场数值计算中使用多重网格方法可以加速收敛的原理,在叶栅流场控制方程使用有限体积差分法进行离散的前提下,提出了一种新的4重网格方法来加速求解压气机叶栅可压缩流动,该方法可以与显式时间推进法有效配合使用。通过对NASA67超音速轴流压气机叶栅流场的数值计算表明,该方法明显加快了流场计算的收敛速度,并且计算结果与试验结果吻合较好。     

大型汽轮机长叶片全工况动应力数值计算及试验研究

针对当代大型汽轮机全工况灵活性运行关注的突出问题，以哈尔滨汽轮机厂有限责任公司1 000 MW等级空冷汽轮机低压末级叶片为研究对象，提出了一种长叶片动应力仿真分析方法。结合长叶片动态试验，论证了计算方法的有效性。理论分析表明，汽轮机低负荷运行工况下流动分离引起叶片表面涡激效应是叶片动应力增加的重要因素。从工程应用的角度出发，将气动流场叶片表面压力脉动值作为结构场激振力的激振因子，进而计算分析叶片在不同工况下的动应力是可行且有效的。经过多方案比较，仿真计算与试验结果取得了很好的一致性。叶片仿真和动态试验的结果表明，末级叶片最大动应力出现在20%负荷附近，叶身动应力峰值约为许用值5%，具有足够的耐振强度和安全裕度，能很好满足大型汽轮机全工况灵活性安全可靠运行要求。     

叶片前缘造型对压气机平面叶栅气动特性的影响

为探究叶片前缘造型对压气机平面叶栅气动性能的影响规律,基于Fluent软件,采用一种径向参数造型方法对轴流压气机DMU37动叶根部5%叶高平面叶栅进行前缘改型,分析不同冲角下造型参数变化对叶栅流场气动性能的影响规律.结果表明:切削后的叶栅流场出口截面质量平均的总压损失系数变大,但较小切削深度使可计算正冲角范围扩大2°;在0°及正冲角时,切削后的叶栅静压比提高,端部区域低能流体向叶高中间位置迁移,端部区域总压损失变小;切削后的叶栅流场损失特性变化开始于前缘附近,进而影响整个流道,证明前缘对整个流场气动特性变化具有重要作用,为进一步探索前缘造型方法提供了参考方向.