燃气轮机透平盘腔流动换热及轮盘热固耦合特性数值研究

针对燃气轮机安全运行问题,为保证盘腔良好冷却效果以及轮盘强度可靠性,该文对盘腔流动换热以及轮盘热固耦合特性进行数值研究。建立三级轮盘盘腔分析模型,对比转速及流量对盘腔流动换热特性的影响。基于流动换热结果分析轮盘应力及变形特性。结果表明:当转速增大时,各腔室内压力损失降低,换热面努塞尔数(Nu)呈现下降趋势,最多降低约66.1%;而当流量增大时,各腔室内压力损失升高,部分换热面Nu呈现上升趋势,最多升高约198%。在多种载荷综合作用下,轮盘最大等效应力为996.06 MPa,最大径向变形为2.62 mm。结果可为保证燃气轮机轮盘安全性提供一定技术支撑及数据参考。

燃气轮机透平转静盘腔内流动与传热研究进展

转静系盘腔是燃气轮机二次空气系统中的重要组成部分,盘腔内流动和传热特性对整机安全稳定运行十分重要。随着燃气透平进口温度的不断提升,对透平冷却设计的要求不断提高,透平盘腔流动换热特性研究也越来越受关注。研究人员从流动与换热两个方面对转静系盘腔进行实验测量和数值模拟研究,形成相对比较成熟的研究体系。总结近年来燃气透平转静盘腔流动传热及冷却的相关研究进展,根据结构的不同分别对中心进气和预旋进气转静系盘腔及转静系盘腔的轮缘密封进行介绍,分析3种不同盘腔结构内部流动型态,介绍了预旋系统结构和轮缘密封结构对盘腔内流动传热特性影响的相关实验与数值研究现状。最后,基于当前研究热点和发展趋势,总结并展望了转静系盘腔未来研究的发展方向。

航空发动机旋转盘腔内部流动换热特性研究进展综述

The rotating disk cavity is an important part of the cooling-air system of the aero engine,and it has obviously significance to study the internal flow and heat transfer characteristics of the disc cavity,which will be helpful to improve the efficiency of the aero engine.This paper summarizes the existing research results of domestic and overseas.The present work considers the test methods and calculation methods of the flow and heat transfer characteristics of the rotating disc cavity of the aircraft engine.It points out that,the main factors which affect the heat transfer characteristics are the disc chamber speed,the intake volume,the design of the disc cavity pre-rotation/despin structure,and the type of disc cavity system.The influence of these factors on the characteristics of flow heat transfer is summarized.Based on these factors,the disc cavity structure can be optimized and designed,which provides suggestions for reducing the weight of the turbine,improving the thrust-to-weight ratio of the aero engine,and improving the cooling efficiency.

具有轴向温差的封闭转静系盘腔流动和换热特性研究

采用数值模拟探究了具有轴向温差下封闭转静系盘腔的流动和换热特性。通过改变热罗斯比数,探究不同工况下盘腔的流动结构、温度分布以及转静盘努塞尔数的径向分布规律。结果表明:具有轴向温差的封闭转静系盘腔与等温封闭转静系盘腔的基本流动结构一致,属于典型的Batchelor流型;与等温封闭转静系盘腔相比,核心区内无量纲周向速度增大,且随着热罗斯比数的增加核心区无量纲周向速度逐渐增加、转静盘边界层内流体的无量纲周向速度也增加;具有轴向温差下,盘腔的温度沿径向逐渐降低,沿轴向先降低、经过核心区温度保持不变、靠近转盘侧继续降低;在热罗斯比数一定时,转静盘的努塞尔数沿径向逐渐增大,随着热罗斯比数的增加,转静盘的努塞尔数有所减小。

大能量碟片激光多通放大器腔体设计研究综述

为了明晰碟片多通放大器的腔体设计方法,本文对不同类型的碟片多通放大器做归纳与总结,共归纳出4f中继成像、谐振腔设计/光学傅立叶变换、近准直光束传输与其他共4种设计理念的多通放大器。介绍了每种放大器的设计方法并详尽列举了研究现状。通过对比4种类型的碟片多通放大器,发现不同种类的多通放大器各有优缺点。4f中继成像需要真空环境以避免焦点处的气体电离,因此机械装置与调试难度较大;谐振腔设计/光学傅立叶变换概念多通放大器的镜片处存在较小光斑,因此较适用于较低能量的多通放大器;近准直光束传输方法由于不需要真空环境,具备很大的发展潜力,但需要精准控制激光运转状态下的碟片面形,难度也较大。因此,从激光器设计角度来看,需要对碟片多通放大器继续进行优化设计,从而同时实现使用场景的多元化与输出能量的可持续拓展。

颞下颌关节上腔与下腔注射透明质酸联合稳定性颌垫治疗不可复性关节盘前移位的效果对比

目的:对比颞下颌关节上腔与下腔注射透明质酸(HA)联合稳定性颌垫治疗不可复性关节盘前移位的临床疗效。方法:从2014年12月至2015年8月在新疆医科大学第一附属医院颞下颌关节疾病专科门诊就诊的患者中选择72例诊断为不可复性关节盘前移位的患者纳入研究,随机分为对照组(36例)和试验组(36例)。在应用稳定性颌垫进行治疗的基础上,对照组给予颞下颌关节上腔注射HA治疗,试验组给予颞下颌关节下腔注射HA治疗,比较两组的临床治疗效果。结果:治疗后,两组患者的最大开口度和VAS疼痛评分均得到明显改善,差异具有统计学差异(P<0.05)。试验组治疗前后最大开口度变化的差值为7.19 mm,对照组治疗前后最大开口度变化的差值为4.97 mm,差异具有统计学意义(t=2.283,P<0.05)。试验组治疗前后VAS疼痛评分变化的差值为2.53分,对照组治疗前后VAS疼痛评分变化的差值为1.42分,差异具有统计学意义(t=5.199,P<0.05)。结论:对于不可复性关节盘前移位,在应用稳定性颌垫进行治疗的基础上进行颞下颌关节上腔与下腔注射HA治疗均可取得良好的治疗效果,但关节下腔注射HA的效果更好,值得在临床上推广应用。

轴流涡轮转子下游多边界盘腔燃气入侵数值研究

研究涡轮燃气入侵对发动机性能和可靠性具有重要意义,但现有研究多集中于动叶上游盘腔,需要深化对动叶下游盘腔燃气入侵问题的研究。以某高压涡轮及其下游二次空气系统为研究对象,采用三维定常数值模拟探究了适用于转子下游多边界盘腔燃气入侵仿真方法,分析了不同压比下封严流量和燃气入侵特性,并研究了盘腔内部流动机理。结果表明:采用压力边界条件的仿真结果更符合多边界盘腔流动现实。各封严流量随盘腔进口压力增加而增大,但梯度逐渐减小,轮缘封严达到最小流量后基本呈线性变化,而盘腔内部封严流量趋于稳定。在阻止主流入侵的最小封严流量附近,轮缘封严压力分布难以判断主流是否入侵盘腔内部,而轮缘封严齿间流体温度是判断主流燃气入侵盘腔内部的重要参数。

脉冲爆震涡轮盘腔温度特性试验分析

为了研究爆震波对涡轮盘腔内温度特性的影响,通过试验方法测量了爆震室工作在不同频率脉动来流下所模拟的涡轮各腔室内的温度随时间的变化特性。结果表明:爆震波对3个腔内温度影响较小,不存在燃气大量入侵造成腔内超温,影响涡轮正常工作的问题;在脉冲爆震试验中,适当增大分气量对腔内温度变化基本没有影响。

脉冲爆震涡轮盘腔压力特性试验分析

通过试验研究了爆震波对涡轮盘腔内压力特性的影响。结果表明:爆震波对与引气A相通的AI腔内压力并无明显影响,但对与爆震室相通的AII腔内压力有显著影响,对与爆震室相通的B腔内压力的影响小于AII腔;这一结果亦表明要想获得较为稳定的腔内压力,盘腔结构最好采用双腔结构设计;为提高试验结果的准确性,在与爆震室相通的腔室内压力测点布置不少于2个;对于AI和B腔,空气系统计算结果与试验结果偏差较小,对于AII腔,空气系统计算结果与试验结果偏差较大。

旋转盘腔紊流流动的数值研究

为了比较近壁紊流模型对旋转盘腔内流动特征模拟精度的影响,采用在核心区选用标准k-ε模型、在近壁区选用单方程和Launder-Sharma两方程两种低雷诺数模型的区域紊流模化方法,对具有径向出流的转—静盘腔和具有径向出流的共转盘腔结构的流动进行了数值计算研究。计算结果表明:在计算的两个算例中,前者采用近壁单方程模型要稍优于两方程模型,后者采用近壁两方程模型要明显优于单方程模型,因此近壁区紊流特性的处理对旋转盘腔内的流场模拟精度具有重要的影响。

高位垂直进气转静系旋转盘腔流场的实验

利用粒子图像测速技术(简称PIV)对高位垂直进气的转静系旋转盘腔流场进行了实验研究.该盘腔由一个旋转盘、一个静止盘及静止的外围盘罩组成.实验结果表明:PIV粒子成像技术可以应用于旋转盘腔结构的流场测试,在本实验的工况范围内,大部分区域的流动已为湍流,两盘间的流动结构明显具有Batch-elor流型的特点,转盘和静盘两个表面附近形成各自独立的边界层,两边界层之间有一个旋转核心,核心区内旋流系数β比大间隙封闭系统湍流流动时旋流系数的值0.43要小.流量系数和旋转雷诺数的变化对旋流系数β的影响较小,但转静间隙的变化对β的影响较为显著.

片状放大器泵浦腔屋脊形反射器性能分析

用蒙特卡洛光线追迹法模拟和比较屋脊形截面反射器与平板反射器的光传输性能，分析反射器构型对泵浦腔性能的影响。三维光线追迹结果显示：在本文设定的腔体构型条件下，屋脊形反射器腔的光传输效率可达６３％，优于平板反射器腔的传输效率（η≤５６％）。

半导体可饱和吸收镜实现超短高功率脉冲激光研究进展

介绍了半导体可饱和吸收镜(SESAM)的基本结构及使用半导体可饱和吸收镜被动锁模固态激光器的基本原理。综述了利用半导体可饱和吸收镜被动锁模薄片式固态激光器及光泵浦垂直外腔面发射半导体激光器,获得高平均输出功率超短脉冲的最新进展,并指出量子点半导体可饱和吸收镜的使用将加速超短高功率脉冲的发展。

超空泡横截面独立膨胀原理解析及其应用

应用能量守恒定律阐释了空泡横截面独立膨胀原理,推导了空泡横截面面积与水中运动物体的相对速度及空化数之间的关系式,对Logvinovich给出的公式作了进一步的完善和扩充,并在此基础上研究了若干种非定常条件下,圆盘后部有限轴对称超空泡长度和形态的非定常变化过程,通过数值算例说明了方法的可行性。本文结论可为水中超空泡航行体的设计提供理论参考,对相关数值计算有重要理论指导意义。

燃气轮机叶轮与导叶轮之间空腔中流体速度场的研究

本文介绍燃气透平第一级叶轮前国盘空腔中的流体流动状态的研究，用可视化方法观察和分析主流气进入空腔的临界工况．采用粒子成像技术（ＰＩＶ）测量园盘空腔内的速度场，分析了密封气流量大小对不同位置流场的影响．将其结果与ＦＬＵＥＮＴ，ＣＦＤ软件的计算值相比较．

压气机盘腔径向引流减涡器研究综述

径向引流减涡器通常位于航空发动机压气机盘腔中,通过抑制气流周向速度的发展从而降低空气系统引气过程中的压力损失,对于提升发动机效率有着十分重要的作用。本文对压气机盘腔径向引流减涡器的相关研究进行综述。研究表明:常用的减涡器包括减涡管、去旋喷嘴、翅片和导流板等结构。其中,管式减涡器的研究和应用最多,其减阻效果较好,但存在着质量较大,且在高速旋转时易产生振动等问题;去旋喷嘴质量较轻,但也有着流量不稳定的现象;导流板同样有着安装和稳定上的问题。有学者尝试对减涡管和去旋喷嘴的结构进行改进,均取得了一定的优化效果。通过对现有研究的梳理可以发现:目前还缺乏描述总压损失的理论模型,熵分析可以作为新的入手点研究总压损失机理。近期研究表明总压损失主要出现在转折位置,这一点与静压损失有所不同,也为减涡器的改进优化提供了思路。

一种旋转圆盘腔内油滴运动特性研究

通过研究航空发动机环下供油轴承腔拓扑结构,建立了较为简化的拟轴承腔结构-旋转圆盘腔结构,并基于此进行了腔内油滴运动特性的研究。研究中首先获得了腔内气相介质流场特性,然后在考虑气相阻力、油滴自身重力对油滴运动特性的影响下,采用Lagrangian方法建立气相介质流场中油滴运动方程,获得了不同油滴直径以及圆盘转速变化对油滴运动过程中的速度和轨迹影响的规律。分析结果表明:不同圆盘转速对油滴运动过程中的速度和轨迹都有很大的影响;相同转速下直径较小油滴速度、轨迹的受到气相流场的影响比直径较大油滴所受影响更为显著。且油滴自身重力对不同直径下油滴的运动运动轨迹亦有影响。

复杂盘荷加载腔体的计算

给出分析复杂盘荷加载谐振腔的变分方法 ,由各个子区的场表达式结合场匹配技术得到了子区之间满足的边界条件 .对切向磁场为零的边界 ,在边界上两区域电场差的平方的面积分最小的基础上获取了最佳边界条件 .给出了用盘荷半径作为中间量进行腔体分析和综合的方法和步骤 .结果表明 ,由变分式可得到相对精确的谐振频率值 .

交指加载盘荷的同轴腔分析

本文提出一种内外导体均加载盘荷的同轴谐振腔，由于盘荷交指排列，这种腔体具有较高的体积缩小效应．将网络思想推广到径向传输线中，可得到具体的分析方法．结果表明．在横向尺寸和工作频率相同情况下，这种腔体的长度相对于 Ｔ Ｅ Ｍ

流变体在圆片模腔中的流动分析

系统地推导了PIM中有重要价值的牛顿流体 ,幂律流体 。