前缘倒角对涡轮轮缘密封性能的影响

研究转子叶片前缘倒角结构对涡轮轮缘密封性能的影响机制,在不同封严流量下,对转子前缘带倒角和不带倒角的轮缘密封装置进行数值模拟。研究结果表明：转子前缘倒角结构通过改变前缘附近压力势场从而对主流燃气入侵和封严出流冷气与主流的干涉产生影响。增加倒角结构有利于减弱主流高温燃气入侵的程度,在低封严流量下,最大可使得涡轮盘腔封严效率提高7%;倒角结构削弱了由封严间隙涡和马蹄涡形成的通道涡强度,降低封严冷气与主流干涉造成的气动损失。当封严流量为主流流量的1.3%时,带倒角装置的涡轮级气动效率增大2.1%。     

涡轮轮缘密封非定常主流入侵特性的数值研究

采用附加示踪变量的方法,通过数值求解URANS和SST紊流模型的方法研究了轮缘密封非定常燃气入侵特性和封严效率,计算了不同冷气量下定常和非定常时均径向轮缘密封的封严效率,并与实验值进行了比较,验证了非定常数值方法研究轮缘密封燃气入侵特性的有效性,对比分析了径向和径向-轴向轮缘密封中等冷气量下定常和非定常的燃气入侵特性。结果表明:静叶尾迹和动叶前缘附近的压力势场的非定常干涉效应及盘腔中非定常的压力分布会强化主流燃气入侵;相比非定常计算,定常分析会低估轮缘密封的燃气入侵量及燃气入侵对盘腔流场的影响;相比径向轮缘密封,径向-轴向轮缘密封可以显著提高涡轮盘腔的封严效率。     

端壁造型对轮缘密封流场和封严效率的影响

针对端壁造型设计在减少二次流损失的同时会影响轮缘密封的封严等问题,采用数值求解三维URANS(Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程和SST湍流模型的方法,研究了动叶前缘下端壁5种造型对轮缘密封流场和封严效率及动叶气动性能的影响;数值分析了轮缘密封的封严效率,并与实验数据比较,验证了数值方法的准确性。对比了5种动叶前缘端壁造型结构的轮缘密封封严效率和动叶气动性能,结果表明:动叶前缘端壁造型会影响局部的压力分布,进而影响轮缘密封封严效率;与轴对称端壁相比,凸壁面端壁造型使动叶前缘高压区前移,提高了轮缘间隙处主流周向压力波动,导致最小封严气量需求增加23%以上,而凹壁面端壁造型降低了局部压力和主流的周向压力波动,能够使最小封严气量减小14%以上;凹壁面端壁造型使得动叶流道内的通道涡扩大,级效率降低。     

透平级气动及运行参数对轮缘密封封严性能影响的数值研究

以燃气轮机中常用的径向轮缘密封为研究对象,系统深入地研究了透平级压比、转速等参数的改变对轮缘密封封严性能的影响规律。通过求解三维RANS方程组和SST湍流模型,在基于添加示踪流体湍流输运附加变量控制方程的基础上,首先计算得到了4种透平进出口压比、4种透平级转速工况条件下的典型径向轮缘密封的封严效率;其次,对比了不同动静叶片周向相对位置对轮缘密封封严性能的影响。研究结果表明:当透平级压比和转速变化时,将通过影响动叶前缘压力势场分布来影响轮缘密封封严性能;随着压比的增加,周向压力不均匀程度变大,封严效率降低,入侵强度明显强化;当转速由小到大变化时,周向压力不均匀程度得以改善,因此轮缘密封的封严效率得以提高;动静叶相对位置变化会引起静叶尾迹与动叶前缘势场的相对干涉,导致轮缘密封封严效率出现变化,随着动叶的旋转,盘内的入侵流呈现出周期性的强化与减弱。     

涡轮轮缘密封封严效率的数值研究

采用三维RANS方程组和SST湍流模型研究了涡轮轮缘密封的封严效率。以实验用模型透平航空发动机涡轮轮缘密封为对象,计算了轮缘密封封严效率,计算结果与实验结果吻合良好,从而验证了数值方法的可靠性。在8种冷却气流流量下,研究了3种不同动静叶轴向距离和轮缘密封轴向位置的封严效率的变化特性,结果表明:在所研究的轮缘密封结构下,随着动静叶轴向距离的增大,主流入侵流量降低,封严效率升高;动静叶轴向距离一定时,轮缘密封轴向位置越靠近静叶,则主流入侵流量越大,封严效率越低。     

1.5级涡轮轮缘密封燃气入侵特性的数值研究

通过雷诺应力湍流模型(SST)求解三维URANS(unsteady Reynods-averaged NavierStokes)方程组,研究了1.5级涡轮双重径向轮缘密封的非定常封严特性,采用附加变量法研究了主流入侵程度,数值模拟获得的动叶前、后腔时均预旋比和静压系数与实验数据吻合,验证了1.5级涡轮动静交界面设置和数值方法的有效性,并在此基础上研究了变工况对动叶下游压力分布与后腔封严效率的影响规律。结果表明:后腔轮缘密封的封严效率高于前腔;后腔上游主流周向压差的开方与主流流量系数成正比;冷气量不变时,随着主流流量的增大,后腔的封严效率逐渐降低至0.4后变化趋缓。     

径向轮缘密封封严效率的数值研究

通过SST湍流模型求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程组,研究了涡轮径向轮缘密封封严特性,采用附加变量法研究了主流入侵程度,数值计算获得的主流通道压力及轮缘密封封严效率分布与实验数据吻合良好,在此基础上研究了几何结构参数对涡轮径向轮缘密封的封严性能的影响规律。结果表明:径向轮缘密封封严效率随着密封内齿长度的增加而升高,随着径向间隙尺寸的减小而升高;密封径向内齿向下倾斜时,密封封严效率提高;与径向内齿安装在静盘侧相比,安装在动盘侧时的密封封严效率更高;密封的轴向及径向等几何参数一定时,采用迎风齿结构可以提高径向轮缘密封的封严性能。     

封严腔几何结构对涡轮性能影响的数值研究

为了研究轮毂封严腔几何结构对涡轮性能的影响,对转/静叶片之间带有封严腔的某高负荷单级涡轮进行了三维定常数值模拟。结果表明,轴向封严的气动效率较高;而径向封严的封严效果更好。篦齿和发卡弯中的旋涡是导致这两种封严结构性能差异的主要原因。内侧封严腔中的小尺度旋涡对入侵的燃气产生了堵塞作用,是其封严效率提高的主要原因。外侧封严腔中的旋涡对入侵的燃气并无阻碍作用,反而使封严效率有所下降。     

间隙结构对轮缘密封封严性能及透平级气动性能影响的数值研究

采用数值求解三维RANS方程和SST湍流模型的方法,研究了间隙结构对轮缘密封封严性能以及封严射流对透平级气动性能的影响。首先,分别对Aachen的一级半透平以及实验测得的轴向轮缘密封结构进行了数值计算,验证了所用数值方法在透平级气动性能以及密封封严性能方面计算的有效性。在此基础上,分析对比了5种封严射流流量下出口面积相同的直缝间隙、倾斜间隙,以及在倾斜间隙基础上改型得到的渐缩、渐扩间隙等4种密封结构的封严性能和封严射流对透平级气动性能的影响。结果表明,轮缘密封间隙结构会影响到间隙射流,进而导致不同间隙结构下透平级总压损失不同。与直缝间隙相比,倾斜间隙可以有效减小封严射流造成的总压损失,同时具有较高的封严性能;渐缩、渐扩间隙的封严性能与倾斜间隙相近,其中渐扩间隙可以更为有效地减小封严射流造成的气动损失。     

冷却孔布置对透平转静腔室性能影响的数值研究

采用SST湍流模型数值研究了透平第二级转、静腔室的流动与封严特性,分析了冷却孔布置对腔室内的流动、冷却效率以及主流燃气入侵特性的影响。研究表明:冷却孔的位置对上游腔室内的流动影响较大,对下游腔室基本无影响;冷却孔距离上游越近,上游腔室的旋流比越大,级间密封进口的旋流比越小,密封进、出口压比越小,相应的流过级间密封的质量流量越小,上游轮缘密封的燃气入侵量越小,上游腔室转、静壁面的冷却效率就越大;下游轮缘密封出流的旋流比越小,相应的主流通道的流动损失越大,但冷却孔位置对下游腔室内的旋流比和壁面冷却效率的影响很小;随着冷却空气流量的增加,3种冷却孔布置下上游腔室壁面冷却效率的差值减小。     

盘腔流动对涡轮流动换热的影响

对某涡喷发动机涡轮部件进行三维气热耦合数值模拟计算,研究涡轮盘腔内二次空气对主流流动与换热的影响,同时研究了冷气流量对燃气入侵的影响．结果表明：叶尖间隙流动及叶根端壁二次空气射流均对流动结构及局部换热系数分布产生较大影响;当冷气流量系数低于自由盘的流量系数时,就会发生燃气入侵现象,冷气流量越小,燃气入侵现象越严重．     

涡轮导叶位置对封严效率预测模型的影响

为研究涡轮导叶位置对燃气入侵的影响,对预测涡轮盘腔封严效率的降阶模型进行优化.采用数值模拟的方法和回归分析法,分析不同导叶位置下外环压力场的变化规律;并以计算数据和文献实验数据为基础,优化预测模型中与外环流动状态相关的参数.结果表明,模型中控制外环雷诺数的参数与导叶和封严间隙的相对位置存在正相关的线性关系.     

轴向轮缘密封导流段几何结构对涡轮级气动冷却特性影响的数值研究

以轴向轮缘密封为研究对象,在传统直缝密封间隙结构的基础上,通过改变轴向外齿间隙区域的几何型线,设计了双曲线、椭圆及圆型密封导流段结构,数值求解了三维RANS方程组和SST湍流模型,并且系统深入研究了这4种不同导流段几何结构下轮缘密封射流对涡轮级的气动性能,以及对下游动叶端壁冷却性能的影响规律。研究结果表明:所设计圆型、椭圆型以及双曲型导流段结构均可提高涡轮级整体气动性能;圆型密封导流段结构具有最佳的气动性能以及端壁气膜冷却效果。相比于直缝型导流段结构,采用圆型导流段结构在相同的冷气流量下,涡轮级效率可提高约0.23%;在动叶前缘轮缘密封射流所覆盖的冷却区域,采用圆型导流段结构时冷却效率可提高约20%。     

透平动叶前缘冲击-气膜复合冷却与旋流-气膜复合冷却的热流耦合对比研究

为研究高效燃气透平叶片前缘冷却方式,针对GE-E3高压透平第一级动叶前缘的冲击-气膜复合冷却结构进行了热流耦合数值研究,对比分析了冲击-气膜复合冷却和旋流-气膜复合冷却对动叶前缘复合冷却特性的影响。首先对5种湍流模型(标准k-ε模型、RNGk-ε模型、标准k-w模型、SSTk-w模型、SSTk-ωγ-Reθ转捩模型)在求解冲击-气膜复合冷却时的精度进行了考核,然后对网格无关性进行了验证,在此基础上详细对比分析了冲击-气膜复合冷却和旋流-气膜复合冷却条件下透平动叶前缘的综合冷却效率、流场结构和叶片前缘材料内部温度分布,并研究了质量流量比、气膜孔展向角度对叶片前缘冲击-气膜复合冷却和旋流-气膜复合冷却综合冷却性能的影响。结果表明:在计算范围内,任意冷气质量流量比和气膜孔展向角度下旋流-气膜复合冷却结构叶片前缘两侧的整体平均综合冷却效率均比冲击-气膜复合冷却结构的整体平均综合冷却效率高6%以上;冲击-气膜复合冷却和旋流-气膜复合冷却结构的动叶前缘平均综合冷却效率均随着冷气质量流量比的增大而增大。     

径向封严腔几何参数对涡轮性能影响的数值

为了研究径向封严腔几何参数对涡轮性能的影响,对转/静叶片之间带有封严腔的某高负荷单级涡轮进行了三维定常数值模拟。结果表明,径向间隙和轴向间隙对气动效率的影响程度大于轴向重叠度,几何参数改变导致轮毂二次流损失的变化是影响气动效率的主要因素。轴向间隙对封严效率的影响最大,径向间隙次之,轴向重叠度最小。气流在发卡弯加速后膨胀形成的大尺度旋涡,是轴向间隙能够产生较好封严效果的物理原因。     

径向封严腔几何参数对涡轮性能影响的数值研究

为了研究径向封严腔几何参数对涡轮性能的影响,对转/静叶片之间带有封严腔的某高负荷单级涡轮进行了三维定常数值模拟。结果表明,径向间隙和轴向间隙对气动效率的影响程度大于轴向重叠度,几何参数改变导致轮毂二次流损失的变化是影响气动效率的主要因素。轴向间隙对封严效率的影响最大,径向间隙次之,轴向重叠度最小。气流在发卡弯加速后膨胀形成的大尺度旋涡,是轴向间隙能够产生较好封严效果的物理原因。     

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.     

质量流量比对全气膜冷却叶片冷却特性影响的实验研究

采用瞬态液晶技术获得了全气膜冷却涡轮导向叶片全表面的高分辨率气膜冷却效率分布云图。实验在放大模型中完成,叶栅构成为三叶片两通道,叶栅进口雷诺数是1.0?05。叶片前缘有8排扩张型孔,压力面有21排轴向角孔,吸力面有24排轴向角孔。气膜孔排由２个供气腔供气,前腔二次流与主流的质量流量比为4.56%,后腔为4.67%。结果表明：受叶栅通道涡作用,气膜出流在吸力面呈聚敛状,在压力面则呈发散状。在三种质量流量比情况下,叶片平均冷却效率分布大体一致。随质量流量比的提升,叶片平均冷却效率提高,叶片前缘区域,气膜冷却效率提升更加明显。     

复合冷却涡轮导叶的气热耦合数值模拟

采用气热耦合方法对高压涡轮一级导叶带全气膜冷却、冲击冷却和尾缘劈缝冷却的复合冷却结构进行了数值模拟。分析了带复合冷却结构叶片的三维温度场,主要研究了主流燃气雷诺数、冷气与燃气的流量比和燃气与冷气的温比对叶片温度和冷却效果的影响。结果表明:随着流量比增大,叶片前缘壁面平均温度先增后减,压力面和吸力面温度均减小。叶片壁面各处平均温度随温比增大而降低,受雷诺数影响很小。叶片综合冷却效果随流量比增大而增大,受温比和雷诺数影响很小。     

透平动叶多凹槽叶顶气膜冷却特性的研究

为了提高透平动叶叶顶的气膜冷却性能，并降低由叶顶泄漏流引起的泄漏损失，开展了多凹槽叶顶气膜冷却特性研究。采用试验测试和数值模拟相结合的方法，研究了燃气透平动叶不同结构多凹槽叶顶的气膜冷却特性与气动特性，其结构包括单凹槽、二凹槽、三凹槽和四凹槽4种叶顶形式。在主流进口雷诺数为1.75×10⁵条件下应用压力敏感漆技术获得了1.0、1.5和2.0等3种吹风比下多凹槽叶顶表面的气膜冷却有效度分布，并采用经过校核的数值方法辅助分析了叶顶间隙内的流场结构及其气动性能。结果发现：多凹槽叶顶内的肋片改变了叶顶的流场结构，阻挡了冷气向下游发展。相比于传统的单凹槽叶顶，四凹槽叶顶在吹风比较大时能够提高叶顶中部的冷却效果，但在叶顶中后部依旧是单凹槽叶顶的冷却效果最好。同时，多凹槽叶顶能够显著降低叶栅的气动损失，相比于传统的单凹槽叶顶，二凹槽、四凹槽叶顶总压损失系数值分别降低了17.9%、20.9%。