跨声速涡轮叶顶间隙流动传热特性的数值研究

针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题,采用求解三维Reynolds-Averaged NavierStokes(RANS)和S-A湍流模型的方法研究了跨声速流动条件下涡轮叶片顶部的流动传热特性,同时计算分析了叶顶间隙高度和进口湍流强度对顶部流动换热特性的影响。研究结果表明:叶顶间隙为0.188%动叶高度(小间隙)时,间隙泄漏流为亚声速(0.3Ma0.8)并具有最大的叶顶换热系数;当叶顶间隙高度增大至0.75%动叶高度时,间隙泄漏流出现超声速流动(1.0Ma1.3),叶顶平均换热系数最小;随着间隙高度增大,超声速流动区域从尾缘向前缘扩展,顶部换热系数先减小后增大。叶顶间隙高度的增大使得马蹄涡向吸力面侧移动,从而改变叶顶前缘附近换热系数分布;泄漏流在间隙区域急剧加速使得湍流水平显著降低,而进口湍流强度变化对于叶顶换热影响很小,但进口湍流强度增大时叶顶前缘吸力面侧二次流减弱。     

凹槽状小翼对涡轮动叶叶顶气动和传热性能的影响

针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题,采用数值求解三维RANS方程和k-ω湍流模型方法,研究了凹槽状小翼结构对涡轮级动叶叶顶传热特性和气动性能的影响。数值获得的叶顶表面传热系数分布和实验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠性。对比分析了叶顶压力侧、叶顶吸力侧和叶顶两侧凹槽状小翼结构与无小翼凹槽状叶顶的气动传热性能,研究结果表明,相比于无小翼凹槽状叶顶结构:叶顶压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的叶顶表面平均传热系数分别降低了12.2%、17.1%和19.8%,叶顶两侧凹槽状小翼结构最大程度降低了凹槽状叶顶间隙的泄漏流量,减弱了压力侧角涡和刮削涡,进而降低了凹槽状叶顶的传热系数;压力侧、吸力侧和两侧凹槽状小翼结构的动叶总压损失系数分别增加了8.5%、降低了8.5%和降低了2.5%。吸力侧凹槽状小翼结构能有效降低凹槽状叶顶的传热系数,并且减少气动损失,具有最佳的气热性能。     

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。     

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．     

涡轮动叶倾斜肩壁凹槽状叶顶气动性能研究

基于垂直肩壁凹槽状叶顶，提出肩壁向外倾斜以实现叶顶泄漏损失的控制，并对比了3种肩壁倾斜方式(压力侧倾斜、吸力侧倾斜、压力侧和吸力侧同时倾斜)和5种肩壁倾角(10°、20°、30°、40°、50°)的涡轮动叶倾斜肩壁凹槽状叶顶结构的泄漏流动特征和动叶出口总压损失分布。结果表明：压力侧倾斜肩壁阻碍了泄漏流从压力侧进入叶顶间隙，而吸力侧倾斜肩壁对泄漏涡产生压迫，泄漏涡朝远离机匣面和吸力面的方向偏移，3种肩壁倾斜方式均减弱了叶顶间隙泄漏流在叶顶间隙内的湍流耗散。当倾角较小时，泄漏流与主流的掺混损失因速度差的提高而增大，随着倾角继续增大，泄漏量的大幅下降弥补了速度差增大带来的负面效果，泄漏损失逐渐减小。对于压力侧和吸力侧倾斜肩壁凹槽叶顶，当倾角大于40°时，主流从吸力侧进入凹槽，加剧了下游区域的泄漏流动，叶顶泄漏损失反而增大。两侧倾斜肩壁凹槽状动叶叶顶具有最低的叶顶总压损失，相比垂直肩壁凹槽状叶顶下降了13%。研究内容为提高凹槽状动叶叶顶气动性能的肩壁结构设计提供了参考。     

高负荷低展弦比涡轮流动机理

为满足固体推进剂涡轮火箭发动机高负荷、高效率、低展弦比涡轮设计要求,对发动机涡轮进行初步设计.采用哈尔滨工业大学编制的叶型编辑程序,设计单级膨胀近似为4的涡轮动静叶叶型,采用NUMECA软件对所设计的涡轮动静叶流场进行数值计算.结果表明:高膨胀比涡轮动静叶整个流道内均出现超音速流动,采用缩放通道可减小激波损失;静叶出口马赫数较高,产生的尾缘激波与相邻叶栅吸力面相交,使吸力面马赫数波动,产生逆压梯度,增大了流动损失;在动叶中,端壁附面层内二次流沿壁面汇聚到吸力面中部,使吸力面中部损失增大.     

叶片全表面换热系数和冷却效率的实验测量

采用瞬态液晶技术测量了涡轮导叶叶片全表面的换热系数和冷却效率.实验叶片前缘区域有5排复合角度圆柱形气膜孔,压力面有10排圆柱形孔,吸力面有2排圆柱形孔和2排扇形孔,气膜孔排由2个供气腔供气.实验叶栅由3个直叶片构成,叶栅进口雷诺数是1.1×105,前腔二次流与主流的质量流量比为5.87%,后腔为1.06%.实验测量获得了叶片表面换热系数和冷却效率的二维分布云图,结果表明:气膜孔下游的换热系数和冷却效率都较高;扇形孔下游的冷却效率比圆柱形孔的高;受叶栅通道涡的影响,吸力面气膜覆盖区域收缩,压力面气膜覆盖区域扩张;吸力面换热系数分布受气流分离和通道涡影响.     

叶顶间隙对涡轮非定常气动性能的影响

为了分析动静干涉条件下叶顶泄漏流动对涡轮气动性能的影响,对某高负荷低压涡轮级进行了不同动叶叶顶间隙下的定常和非定常数流动的值模拟研究。结果表明:叶顶泄漏流动对上游静叶和动叶中、下部区域影响极小,影响范围主要体现在叶顶区域;随着叶顶间隙增加,动叶能量损失增加,且非定常条件下的损失增加比定常条件下大;叶顶泄漏流动对叶顶通道涡的发展和生成具有抑制效果;动静干涉效应对于泄漏涡的生成、发展、运行轨迹以及范围都有影响,且随着叶顶间隙的增加这种影响效果逐渐变得明显。     

叶顶泄漏对跨音速涡轮气动性能和叶片激振特性的影响

针对SNECMA公司的跨音速实验涡轮装置，建立了单流道无冠叶栅三维CFD计算模型，通过求解定常RANS方程，研究了4种叶顶区域结构(平板叶顶-标准机匣、凹槽叶顶-标准机匣、平板叶顶-台阶机匣和凹槽叶顶-台阶机匣)下，叶顶泄漏流及其与主流的掺混效应对涡轮气动性能和叶顶间隙激振力的影响。结果表明：叶顶间隙较大时，凹槽叶顶-标准机匣结构的等熵效率最大，采用台阶机匣结构会使等熵效率下降；叶片切向力随叶顶间隙的增加先增大后减小，其中平板叶顶-标准机匣结构的叶片切向力最大且变化相对平稳；叶顶泄漏流对99%叶高、约67%轴向弦长处吸力面的静压分布有显著影响，叶顶间隙增加会使该区域静压下降，导致叶片切向力增大；平板叶顶-标准机匣结构的穿越间隙较大，力敏感度系数较小，促进转子稳定运动的叶顶间隙区间较大，有利于转子的稳定运行。文中还分析了叶顶间隙激振力的产生机理及其特性，可为优化叶顶结构设计和减小叶顶间隙激振提供理论依据。     

流量比对气膜冷却叶片表面换热系数的影响

为深入了解某型涡轮叶栅进口导叶叶片的换热规律,采用瞬态液晶技术测量了无气膜孔叶片和带气膜孔叶片在不同流量比下的表面换热系数,通过对比分析,研究了气膜出流和流量比变化对叶片表面换热的影响.实验中叶栅通道来流雷诺数为108 000,叶片气膜出流与叶栅通道来流的质量流量比为0、3.46%、4.61%、5.77%、6.93%、8.08%、9.23%.实验测量获得了无气膜叶片中截面的压力分布曲线,以及各流量比下叶片表面的换热系数分布云图及其平均值线图.研究结果表明:叶片吸力面存在气流流动分离;气膜出流使得分离点位置提前,并且缩短了分离再附着的过渡区域;气膜出流使叶片前缘、压力面和吸力面气膜孔区域的换热系数大幅升高,但对吸力面分离点后区域的换热影响不大;在实验工况范围内,气膜出流流量比越大,换热系数越高.     

高压涡轮叶尖压力侧开槽对气动换热特性的影响

带凹槽涡轮叶尖相比平叶尖会有更低的气动损失,然而在腔底的前半部分区域存在着高换热系数区。为了解决这一问题,通过研究凹槽叶尖压力侧设计槽结构对涡轮气热性能的影响,结合实验和数值模拟结果,结果表明具有压力侧槽结构的凹槽叶尖相比于没有槽结构的凹槽叶尖,高换热区面积减小,气动效率提升。同时,研究不同大小的槽对气热性能影响,结果表明通过槽进入腔内的气流量会大幅影响叶顶间隙和腔内的流场,叶尖区域换热及气动性能随着槽的大小的改变而不同。     

气流激励下某向心涡轮的谐振响应和高周疲劳研究

研究某可调向心涡轮转子叶片表面压力波动特性,以及由此产生的叶片谐振和高周疲劳. 结果表明:涡轮叶片前缘发生高周疲劳破坏,与实际破坏的位置相吻合. 导流叶片尾缘吸力面的强激波和导流叶片叶尖间隙泄漏流是产生压力波动的主要原因,最大压力波动值出现在叶片前缘. 气流压力波动诱发叶片谐振进而产生高周疲劳,振动过程中涡轮各叶片表现出不同的响应特性,同时产生较大动应力,最大应力位于叶片前缘根部.      

基于流固耦合的涡轮叶顶间隙分析研究

利用CFX对不同叶顶间隙下3级涡轮的运行工况展开数值模拟,对涡轮的气动性能进行了分析。以已计算得出的流场作为气动载荷,利用workbench平台对涡轮叶片的结构特性进行单向流固耦合分析。综合考虑了叶顶间隙以及叶片、轮盘和机匣变形量之间的相互作用。研究结果表明,叶顶间隙对流场的气动特性产生了影响,而因流场气动力而产生变形的叶片和轮毂又使叶顶间隙发生了改变;在涡轮运行过程中叶片径向变形量要大于轴向变形量,并且温度是影响叶片及轮盘变形的最主要原因。     

雷诺数和湍流度对叶片表面边界层转捩和换热特性的影响

为了深入了解涡轮叶片表面边界层转捩特性及其对换热系数的影响,在叶栅风洞中分别测量了进口雷诺数为5×10⁵、6×10⁵和7×10⁵时叶片表面压力分布,并将压力数据加载到边界层计算程序TEXSTAN中,计算了每个进口雷诺数在来流湍流度为3%、5%和7%时叶片表面换热系数分布。结果表明,进口雷诺数增大,压力面转捩点基本不变,吸力面转捩点前移3%~7%相对弧长,换热系数沿叶片型面减小的区域缩短。来流湍流度对压力面流动和换热的影响弱于吸力面,湍流度增大使压力面转捩点前移5%~10%,换热系数增加16%~34%,使吸力面转捩点前移17%~24%,换热系数增加19%~41%。     

叶尖开孔对风力机流场的影响研究

以NREL Phase VI叶片的1/8缩比模型为研究对象,在叶片叶尖区域设计由前缘到叶尖端面的3个环形通气孔,改变叶尖流场分布.采用CFD的方法,通过转速变化分析叶尖表面的压力分布情况及其叶尖涡的发展过程,进而研究叶尖开孔对风力机叶尖涡的影响.研究结果表明:转速低于900 r/min时,叶尖开孔对叶片气动性能影响不大;而转速高于900 r/min时,叶尖开孔可降低涡核强度,加速叶尖涡耗散,提高叶片气动效率.从环形通气孔中喷射的气流对来流有明显的抑制作用,能够减小尾流区内的轴向速度.在加速叶尖涡的耗散和降低叶尖涡的强度方面,风力机叶尖处开孔在转速超过900 r/min以上时被视为一种比较有效的设计.     

双叉式叶尖结构对风力机气动噪声的影响

为降低风力机的气动噪声,提出一种用于小型风力机的双叉式叶尖结构改型设计方案,在风洞实验室开展了风力机外特性测试与气动噪声试验.试验结果表明:双叉式叶尖结构在3～9m/s的低风速段和中风速段能提高风力机的输出功率;双叉式叶尖结构可降低风力机风轮旋转基频所对应的最大声压级与叶尖涡脱落频率所对应的声压级.由此可知双叉式叶尖结构能有效降低风力机的气动噪声,其中叶尖夹角为90°的双叉式叶尖结构降噪性能最优.     

双叉式叶尖结构对风力机流场特性影响的数值模拟

以波音737MAX机翼的双叉式叶尖结构为风力机叶尖改型设计思路,设计出双叉式叶尖结构风力机,利用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)进行数值计算.结果 表明:双叉式叶尖结构风力机叶片压力差、叶尖线速度小于未改型风力机叶片,但上叉与下叉压力差总和大于未改型风力机叶片,增大了双叉式叶尖结构风力机总输出功率,主要影响因素为叶尖开叉角度.通过风洞实验验证了数值模拟的合理性,实验和数值模拟表明双叉式叶尖结构风力机尾迹轴向速度损失小于未改型风力机.     

采用边界层抽吸方法提高透平通流部分效率

介绍采用边界层抽吸提高透平通流部分效率的方法，给出了叶栅部次流损失与来流边界导位移厚度间的定量关系，通过边界层计算和透平级通流计算，确定合理的抽吸流量和相关的透平级通流部分主要结构尺寸，分析对透平极效率及热力特性的影响，对２００ＭＷ汽轮机高压缸的计算表明，主要抽吸技术，可使缸效率提高０．４％左右。     

径流式涡轮三维温度场分析

高温径流涡轮承受很高的热应力,新一代的陶瓷涡轮由于燃气初温高,以及材料固有的热脆性,使温度场、热应力的研究在陶瓷涡轮的设计中更占有重要的地位。本文用三维有限元法分析了陶瓷和金属材料的径流涡轮温度场。为了确定热传导边界条件,作者用准正交面流线曲率法确定势流流场,接着用边界层能量积分方程计算了叶轮壁面的放热系数,从而建立了一个从径流涡轮流动计算到温度场分析的软件包。计算结果表明,温度梯度的最大值出现在近叶片根部。此外,气流出口处的轮毂部分温度梯度也较大。这些地方将是应力集中区。