非轴对称端壁设计的高负荷涡轮气热性能研究进展

非轴对称端壁设计因能够有效地减少涡轮叶栅的二次流损失和提高气动性能而在高负荷涡轮设计中得到应用。简要回顾了涡轮叶栅二次流模型和非轴对称端壁造型方法,重点综述了非轴对称端壁设计的高负荷涡轮气动性能研究进展和抑制端壁二次流的作用机制,介绍了非轴对称端壁设计的高负荷涡轮端壁气热耦合作用的冷却特性研究进展,总结了高负荷涡轮非轴对称端壁设计技术的应用成果,展望了非轴对称端壁设计在高负荷涡轮的高效气动和冷却布局应用方面需要深入研究的内容。

考虑轮缘密封射流与主流相互作用的透平级气热性能研究进展

燃气轮机二次空气系统的冷却气体通过轮缘密封阻止主流燃气入侵,同时冷却气体通过轮缘密封射流进入主流流道并与主流掺混。轮缘密封射流与主流相互作用对透平级的气动性能和传热冷却特性具有重要影响。本文综述了考虑轮缘密封射流作用下透平级气动性能的实验和数值研究进展,阐明了轮缘密封射流改变端区二次流涡系结构的作用机制;介绍了轮缘密封射流对叶栅端区传热冷却性能影响的研究现状;给出了轮缘密封结构设计对提高透平级气热性能的研究成果;简要回顾了高负荷透平叶栅非轴对称端壁设计理论和进展,重点讨论了轮缘密封射流对非轴对称端壁透平级气热性能的影响特性。论文总结了考虑轮缘密封射流与主流相互作用的透平级气热性能研究结论,展望了轮缘密封射流作用下透平级气热性能需要深化的重点研究方向。

发散冷却与槽缝射流对涡轮静叶端壁气热性能影响的研究

燃烧室壁面发散冷却气流影响下游涡轮静叶端壁的气热性能。采用数值求解三维RANS(Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程和SST湍流模型的方法研究了燃烧室壁面发散冷却和前缘槽缝射流作用下的涡轮静叶端壁流动结构和传热冷却特性。分析了3种发散冷却流量质量比和3种前缘槽缝射流质量流量比下的涡轮静叶端壁绝热冷却有效度、静叶叶片泛冷却特性和叶栅流动结构。研究表明:在3种发散冷却气质量比工况下,槽缝射流质量流量比由1.0%增加至1.5%时,整体绝热冷却有效度可至少提升60%,且叶片前缘与压力面角区也得到充分冷却;发散冷却质量流量比增加会改善叶栅出口下游部分端壁冷却效果。上游发散孔流量大于下游孔且槽缝吸力面侧局部吹风比高于滞止点附近位置,发散冷却与槽缝射流流量增加能够减小冷却气流量局部差异。发散冷却与槽缝射流流量增加会削弱马蹄涡,增强空腔涡,并对二次涡产生影响,从而改变冷却气流覆盖特性;提高冷却气流量会使总压损失增加。静叶端壁气热性能的研究需要考虑上游燃烧室壁面发散冷却的影响。

有无叶顶冷却涡轮叶栅气热性能的旋转效应研究

为揭示叶片或机匣旋转条件和叶顶冷却对涡轮动叶气热性能的影响机理,选用LISA 1.5级涡轮动叶片,构建叶顶冷却孔,开展了不同冷气流量下的数值模拟研究。计算结果表明:不同旋转条件下,当冷气与主流的流量比为0.3%时,叶栅能量损失最低,当流量比为1.0%时,间隙泄漏流量最低、叶顶传热性能最好。叶片旋转、机匣旋转和平移运动都能降低泄漏损失和泄漏流量,叶片旋转时,叶栅出口下游上半叶高截面的能量损失最大降低约26.10%。旋转效应对泄漏损失的影响不随流量比变化而改变,但对叶栅总损失和叶顶传热品质的影响随流量比增加会不同。当流量比小于0.3%时,叶片旋转情况下叶栅总损失低于静止工况但高于机匣运动工况,且叶顶传热品质最优;当流量比大于0.7%时,叶片旋转使叶栅总损失最高,机匣运动使叶顶传热品质最优。

机匣运动下不同叶顶涡轮叶栅气热性能研究

燃气涡轮动叶叶顶结构对跨叶顶的间隙泄漏和叶顶传热性能有着重要影响。采用实验和数值模拟方法对比研究了平顶、凹槽和拓扑优化3种不同叶顶结构的涡轮叶栅气动和叶顶传热性能。实验中,采用旋转的大转盘模拟机匣平移运动。实验结果表明:在大转盘旋转条件下,相比于平顶叶栅,凹槽叶顶实验得到的平均换热系数降低了19.07%,拓扑优化叶顶下降了1.53%。数值模拟结果显示,从叶顶压力面至吸力面“上凸-下凹-上凸”的拓扑优化结构有效地减小了超音速区域,凹槽叶顶在凹槽内的流体均以亚音速流动,相比于平顶叶栅,凹槽叶顶和拓扑优化叶顶叶栅出口质量平均总压损失系数分别减少5.38%和5.44%。

燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究进展

现代燃烧室由于富油燃烧-快速焠熄-贫油燃烧技术和贫油预混燃烧技术导致其出口具有非均匀温度(热斑)分布、强旋流和高湍流度的流动特征,显著影响燃烧室下游高压涡轮级的气热性能。先进高压涡轮级气热性能分析和冷却设计越发依赖于燃烧室和涡轮相互作用下交界面的气热参数非均匀分布特征。论文阐述了燃烧室和涡轮相互作用机理。介绍了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能研究的代表性实验台和数值方法。分别综述了燃烧室和涡轮相互作用下热斑、热斑和旋流、旋流和湍流度对高压涡轮级气热性能的影响特性。给出了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级的气热性能分析及不确定性量化的研究现状。总结了燃烧室和涡轮相互作用下高压涡轮级气热性能的研究成果。展望了非均匀气热参数分布条件下高压涡轮级气热性能可靠性分析和鲁棒性设计需要更加深入研究的方向,为适应先进航空发动机的燃烧室和涡轮一体化设计需求提供参考。

涡轮动叶部分吸力侧肩壁凹槽状叶顶气热和冷却性能研究

为了获取高性能的燃气涡轮动叶叶顶结构和气膜冷却布局,采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS)方程和标准k-ω湍流模型的方法研究了涡轮动叶部分吸力侧肩壁的凹槽状叶顶气热和冷却性能。数值模拟得到的动叶平叶顶传热系数与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性。对比0.95吹风比时动叶凹槽状叶顶沿中弧线和近压力侧布置的2种气膜冷却布局的叶顶泄漏流动形态、传热系数和气膜冷却有效度,指出近压力侧的气膜冷却布局B的总压损失大于沿中弧线的气膜冷却布局A;但近压力侧的气膜冷却布局B具有更好的冷却效果。基于近压力侧气膜冷却布局的凹槽状叶顶结构,通过切除尾缘处不同轴向长度的吸力侧肩壁,设计了5种不同的部分吸力侧肩壁的叶顶结构。结果表明:切除10%吸力侧肩壁的Case 7能有效降低总压损失,平均总压损失系数相比完整肩壁的Case 2降低了6.3%;叶顶净热流密度减少和传热系数分布与Case 2基本相同,尾缘处的冷却效率因冷气受到压制附着于叶顶而提高。

燃气轮机涡轮叶顶间隙气热技术研究进展

涡轮叶顶间隙泄漏流动对其流道内气动损失、传热状况甚至总体效率都有较为明显的影响,是降低涡轮气热性能的关键因素之一。长期以来,叶顶间隙区域的流动传热机理及其气热控制一直是燃气轮机领域研究的一个热点和难点问题。鉴于此,从叶顶间隙泄漏流动机理及影响因素、间隙泄漏控制方法、叶顶传热冷却机理、影响因素与控制、叶顶间隙气热优化以及过渡态叶顶间隙变化规律及建模与控制等方面对国内外近十年来涡轮叶顶间隙气热技术方面的研究进展进行综述,并简要总结了叶顶间隙泄漏流的常用研究方法,包括流动传热试验与数值计算方法等。最后,对涡轮叶顶间隙气热技术的未来研究重点和发展趋势进行了展望。

存在热斑及总压梯度时静叶正弯对透平级气热特性的影响

通过三维非定常数值计算,研究了透平进口存在热斑及总压梯度时静叶正弯引起的高压燃气透平气热性能变化,分析了静叶正弯对动叶壁面、叶顶和端壁热负荷的影响。结果表明:静叶正弯改变了静叶吸力面静压及载荷分布,削弱了端壁二次流,使透平效率略有增加;同时静叶正弯增强了静叶吸力面侧流体从端壁向叶片中部的迁移,削弱了热斑的径向耗散。总压梯度的存在使静叶正弯不会引起动叶壁面二次流结构的显著变化,但热斑耗散程度的减弱会影响动叶热负荷分布。静叶正弯使动叶压力面高热负荷区传热恶化,但可以显著削弱动叶叶顶、下端壁及机匣的高温区域。

三维针刺C/SiC刹车材料的热物理性能

通过化学气相渗透(CVI)法结合反应熔体浸渗(RMI)法制备了三维针刺C/SiC刹车材料,系统研究了三维针刺C/SiC刹车材料的热物理性能。结果表明:C/SiC刹车材料的热膨胀系数随温度升高总体呈增大趋势,但呈规律性波动;在相同温度下,垂直于摩擦面方向的热膨胀系数远大于平行方向的。从室温至1300℃,平行和垂直于摩擦面方向的平均热膨胀系数分别为1.75×10-6K-1和4.41×10-6K-1;C/SiC刹车材料的比定压热容随温度的升高而增大,但增大速率逐渐减小。温度从100℃升到1400℃,其比定压热容从1.41 J/(g.K)增大到1.92 J/(g.K);C/SiC刹车材料的热扩散率随温度的升高而降低,并趋于常量。平行于摩擦面方向的热扩散率明显大于垂直于摩擦面方向的热扩散率。