冷气射流对航空发动机涡轮气动损失的影响

为了研究不同射流环境对航空发动机涡轮叶片气动损失的影响,采用数值模拟的研究方法,分别考虑压力面与吸力面2种气膜冷却打孔方案,总结在不同吹风比条件下叶栅通道内部流场环境特点,以及不同流场环境下叶栅损失的变化规律。结果表明:叶栅通道内部气膜冷却射流环境分为低动能比射流环境(动能比小于1)与高动能比射流环境(动能比大于1),这2种射流环境的边界层、叶栅出口二次流损失、动能亏损情况以及叶栅出口的总压损失系数有不同的变化特点:在低动能比环境下,冷气射流会贴附壁面流动,进而影响边界层;在高动能比环境下,冷气射流直接与主流掺混。吸力面的冷气射流对叶栅气动损失有较大影响,当射流动能较大时,使叶栅总压损失变化50%以上;而压力面的冷气射流对叶栅气动损失影响很小,经过计算,压力面的冷气射流仅使叶栅总压损失系数最大变化0.64%。

冷气喷射对直叶栅型面压力及气动损失分布影响的实验研究

The effects on turbine blade surface pressure and aerodynamic loss distribution ofcoolantanair inject from each of three individual rows of coolant holes on the blade leading-edge, and the rear of the suction and the pressure surface were investigated in a Iinearcascade. The experimental results showed that the changes in the pressure and aerodynamicloss distribution were dependent primarily on the amount of coolant added and the locationof injecting holes. The pressure surface injection did not change the pressure distributionas clearly as did the suction surface injection due mainly to the difference of mainstreampressure gradients and velocity. The air injection from suction surface led to the largesteffect on the loss increase while the air injection from the pressure surface exerted the leastinfluence.

气膜冷却涡轮叶栅气动损失的TOTLOS算法

本文将计算气膜冷却涡轮叶栅的TOTLOS法与实体壁上边界层和传热的计算相结合,进行了气膜冷却涡轮叶栅气动损失的计算,通过对不同叶型、不同孔径、不同喷射角以及不同冷却区域的对比,证明上述方法对于高吹风比气膜冷却或在边界层较薄的区域注入冷气可得到良好的计算结果.

带气膜冷却的涡轮叶栅气动损失的计算

对计算带气膜冷却的涡轮叶栅气动损失的混合层法进行了分析及改进。对叶片上不同部位开孔情况下的气动损失进行了计算 ,结果表明改进后的新方法具有更好的准确性 ,基本达到了工程实用的要求。还预估计算了出流冷气与壁面夹角

某背压机组内外缸夹层结构设计与气动损失分析

针对某工业背压式汽轮机小焓降、大流量的特点,为了优化布置,进一步提高气道性能,开发了一种内外缸夹层的回流结构。对该夹层模型进行了全尺度数值模拟,并给出了夹层气动损失的量化趋势,为机组设计者与结构优化设计提供了便利。

主流马赫数对不同气膜孔结构冷却效果及气动损失影响研究

本文通过数值模拟的方法研究了主流马赫数对圆柱孔、扇形孔及双射流气膜孔三种不同气膜孔结构冷却效果及气动损失的影响规律。结果表明,主流马赫数增加对圆柱孔和扇形孔的冷却效果影响不大;在较高吹风比条件下双射流气膜孔的冷却效果受主流马赫数的影响较大:在距离气膜孔较近位置气膜冷却效果随马赫数增大显著提高,更远位置气膜冷却效果显著下降。不同气膜孔结构的气动损失在吹风比较小时十分接近,随着吹风比的增大气动损失随之增大,相同吹风比条件下,气动损失随主流马赫数的增加而减小。

涡轮叶片吸力面上收敛缝形孔气膜冷却对叶栅气动损失的影响

运用RNG湍流模型对具有气膜冷却的涡轮叶栅通道内部的三维流场进行了数值模拟,分析在叶栅通道主流入口雷诺数Re=4×105～6×105和二次流吹风比M=0.5～3.0范围内,沿吸力面3个典型弦向位置处(分别对应叶栅通道喉部上游、喉部和喉部下游)开设收敛缝形孔对叶栅通道损失系数的影响。计算结果表明:冷气喷射仅对孔附近区域的压力系数产生影响;位于喉部上游位置收敛缝形孔的能量损失及总压损失系数最低,大部分工况中位于喉部下游位置收敛缝形孔的损失系数最高;与圆形孔相比,位于喉部上游位置收敛缝形孔既具有好的冷却效率又具有低的损失系数。

微型冲动式部分进气涡轮机的流场特性及气动损失

为研究微型冲动式部分进气涡轮机的流场及气动损失特性进而为水下航行器微型涡轮机设计提供参考,建立了2 k W级涡轮机的仿真模型并且通过与公开文献[2]实验结果进行对比验证了所建模型的可靠性,通过改变叶顶间隙、喷管出口与动叶间的轴向间隙、喷管扩张角、部分进气度的大小以及轮盘结构,研究了涡轮气动损失。结果表明:微型涡轮具有尺度效应,表现为喷管内声速点移至喉部下游,工作叶片表面的压力变化较为一致;随着上述几何参数的增大,涡轮内效率受叶顶间隙的影响最为明显,而轴向间隙的影响在一定范围内可以忽略,部分进气度为0.35时内效率上升趋于平稳,喷管扩张角为8°时的涡轮内效率高于6°和10°;无叶顶间隙时,除叶片之外的轮盘摩擦损失约为1%。

考虑气动和湿汽损失综合影响的低压多级透平优化

针对叶轮机械多级透平优化的问题,在考虑湿蒸汽透平中气动损失和湿汽损失的综合影响的基础上,采用响应面方法对某300 MW汽轮机低压缸末三级透平进行了优化。优化变量为末三级静叶的安装角和型线沿叶高的积叠规律,安装角优化通过改变多级透平级之间的压力平衡,来改变湿蒸汽透平级内过冷度的分布,降低非平衡热力学损失和水滴的直径,使得末三级的湿汽损失减小了20.71%,由此获得了通过调整低压透平静叶安装角从而减小湿汽损失的方法。静叶积叠规律的优化中通过改善反动度沿叶高的分布、减小叶根边界层分离和降低二次流损失提高了气动效率,同时引起级内过冷度和出口流速沿叶高变化,使一次水滴和二次水滴的直径减小,导致气动损失降低了0.52%,湿汽损失进一步降低了9.48%。该结果可为多级透平优化提供参考。

基于分离涡模拟的平板气膜涡系结构与流动损失数值研究

气膜冷却在保护高温部件的同时,主流与冷气干涉会形成复杂的涡系结构并造成掺混损失,研究二者之间的作用机理对指导气冷涡轮优化设计具有重要意义。本文采用DES(Detached-Eddy Simulation)方法对平板圆柱气膜孔的流场进行非定常数值模拟,分析了涡系演变规律以及掺混损失。结果表明:随着吹风比的提高,冷气射流与主流的流动掺混过程表现为两种不同的模式,低吹风比时下游冷气主要受顺时针方向的迎风涡控制,高吹风比时逆时针方向的迎风涡和顺时针方向的背风涡同时控制下游冷气运动;频谱分析显示,流场扰动存在着明显的倍频关系,基频信号由脱落涡产生,频率大小与吹风比呈线性关系;损失分析表明,流场损失主要由冷气与主流的温差换热导致,占总熵损失的90%以上。

新型台阶缝冷却结构的气动及冷却特性

为了抑制气膜冷却过程中耦合涡的产生,提出了一种切向出流台阶缝冷却结构,并对其在涡轮导叶吸力面、压力面上布置时的气动性能及冷却特性进行了数值研究。结果表明:在吸力面叶栅通道喉部附近布置时仅使总压损失增加约2%;在压力面布置则能使总压损失、能量损失在低吹风比工况各降低约2.5%,同时出口气流角的增加不到0.1%,而且损失系数和出口气流角对吹风比的变化也不敏感。吸力面、压力面缝后冷却效率均较高,在高吹风比工况平均都有约8%轴向弦长的叶片表面冷却效率接近1.0。

轴流涡轮损失模型研究进展

轴流涡轮损失预测模型是开展先进轴流涡轮设计优化、特别是低维快速性能预测的重要工具和基础,更准确通用的损失模型一直是涡轮气动热力学领域研究的重点。近年来,精细化设计理念的深入对损失模型提出更高的精度要求,同时先进实验测量方法和数值模拟技术的发展也为建立更精准的损失模型提供了可能。因此,本文首先梳理了轴流涡轮损失模型的发展历程及近年来的发展趋势,并结合最新研究进展分析目前仍存在的不足,最后对轴流涡轮损失模型的未来研究重点和发展趋势进行展望。

叶片顶端跨音速叶型的气动性能分析与优化

应用流动计算分析软件CFX,对某大型汽轮机末级动叶顶部截面叶型的跨音速流动进行了数值模拟研究,分析叶栅中激波结构特征和流动损失机理。采用3阶Bezier曲线表达叶型中弧线,2阶与3阶Bezier曲线组合表达叶型厚度分布,结合Kriging代理模型优化叶型,改善气动性能。结果表明:末级动叶顶部截面叶型气动损失主要与激波强度及其反射位置有关;叶型优化后,叶栅内激波强度减弱,相比原叶型,激波损失减少约32%,同时削弱了激波对边界层的影响,边界层损失降低约17%;优化叶型总压损失下降24%,气动性能明显提高。

宽广攻角范围内不同加载形式涡轮气动性能研究

攻角和负荷分布形式的变化必然会导致涡轮叶片边界层结构的改变,从而影响涡轮的损失特性。本文通过设计负荷能力相同而负荷分布形式不同的3种叶型分析在宽广的攻角范围内,负荷分布对涡轮叶型边界层发展的影响规律。研究结果表明:前加载和均匀加载叶型在宽广的攻角范围内表现较低的损失特性,尤其是在负攻角范围内;后加载叶型的设计使得边界层提前转捩,气动损失较大。

基于修正面元法的机翼静气动弹性计算

针对静气动弹性弱耦合解法多次迭代耗时较长的问题,提出一种斜率修正面元法计算气动力.该方法以机翼在不同迎角下的CFD数据作为修正基础,以直线段近似曲线段升力线,弥补面元法无法考虑非线性因素的缺陷.通过M6机翼气动力损失以及迎角补偿等静气动弹性的计算表明,相对于CFD技术,该方法保持了较高的准确度并且计算效率较高,适用于复杂结构优化.

利于减少配平损失的太阳能飞机构型设计

针对具有静稳定性的太阳能飞机一般采用尾翼配平造成气动配平损失的问题,提出了一种"T"构型太阳能飞机。概述该太阳能飞机的总体构型,分析该构型飞机巡航状态下降低重心的自配平原理,建立能量平衡和质量分析模型,给出适合于该构型太阳能飞机的概念设计方法,并优化构型设计参数。结果表明,"T"构型太阳能飞机不仅具有静稳定性,还降低了配平损失。在巡航状态下,"T"构型太阳能飞机单位面积平飞需用功率比常规构型太阳能飞机减少了6.2%,具有明显的应用效果。

高压涡轮变叶顶蜂窝角度二次流动特性研究

为减少叶顶泄漏流带来的气动损失,本文对高压涡轮叶顶复合蜂窝的排布角度进行寻优,并分析其气动性能。研究过程保持叶顶蜂窝几何形状不变,改变复合蜂窝在叶顶的排布角度,降低叶顶二次流的总压损失系数和叶顶相对泄漏比。以叶栅出口下游30%轴向弦长位置的面平均总压损失系数为目标参数,利用Isight软件嵌套图形-网格自动生成流程,对0~57°旋转角度内的蜂窝排布方式进行遍历寻优,得到低总压损失的蜂窝排布方式。研究表明,最优排布结果与平叶顶相比,叶栅总压损失降低5.21%,与基准角度蜂窝相比降低1.34%。最优排布方案对叶顶泄漏流的阻碍效果更明显,增大了蜂窝对气流的耗散能力,降低了跨叶顶的横向驱动力,减少了泄漏涡的损失。

降雨对飞机气动特性的影响分析

计算了飞机在大雨中飞行时飞机表面增加的雨水重量、雨水施加给飞机的冲力及气动性能损失。计算结果表明,飞机在大雨中飞行时飞机表面增加的雨水重量不超过飞机重量的1.8%;降雨率大于500mm/h时,雨水施加给飞机的水平冲力对飞机的影响较大;无论降雨率多大,降雨都会造成严重的气动性能损失。

利用空气幕冷却提升涡轮叶栅端壁气膜冷却有效度的实验研究

针对涡轮叶栅压力面侧由于横向压力梯度及复杂二次流导致的冷却难题,通过在端壁通道进口靠近压力面侧布置两排离散气膜孔,形成具有独特冷却特征的空气幕冷却,采用压力敏感漆测量技术(PSP)详细研究了空气幕冷却在端壁表面的冷却分布规律及其对通道中离散气膜孔冷气射流的影响。在此基础上,将空气幕冷却应用于端壁气膜冷却形成了改进设计方案。实验结果表明,空气幕冷却具有与通道中离散气膜冷却完全不同的冷却特征,其几乎不受叶栅通道中横向压力梯度的影响,可以有效冷却端壁通道的压力面侧甚至喉部及下游区域;随着冷气量的增大,空气幕冷却的冷却效果不断增强,并会提高下游端壁通道中离散气膜孔的冷却性能;与端壁原型气膜冷却方案相比,在冷气量相同的情况下,改进方案将端壁表面的面积平均气膜冷却有效度提高了33%。叶栅出口的流场结构表明,改进方案还可以削弱叶栅的气动损失。

扩压叶栅叶尖流场影响因素分析

为实现对压气机叶尖区域流场的系统性认知,选取了对叶尖流场影响较为显著的3种因素,进行叶尖流场涡系结构和叶尖损失的影响研究。采用了数值模拟结合实验的方法对扩压叶栅叶尖流场的旋涡结构和引起的气动损失进行了详细的分析。研究结果表明:当叶尖间隙很小时,叶尖流场不存在叶尖泄漏涡;当叶尖间隙继续增加至最佳间隙(约0.4 mm)时,开始出现叶尖泄漏涡;随着马赫数的增加,叶尖泄漏涡越来越远离叶片吸力面表面,叶尖的掺混损失逐渐增大;进口马赫数的改变不会改变叶尖流场涡旋结构种类;上端壁的相对移动对减少叶栅内的气动损失是有益的。