旋流器安装角对低旋流燃烧流场的影响

分别采用粒子速度影像（PIV）技术和数值模拟方法研究低旋流燃烧器出口下游冷态流场,分析旋流器安装角对低旋流流动结构的影响．结果表明：旋流器安装角与流场中产生回流区时的临界旋流数无关,高旋流与低旋流的分界点约为0．47;安装角较大的旋流器下游流场的发散角和低速区较大;随着轴向距离增大,中心轴线上无量纲轴向速度衰减很快,并且两个旋流器的衰减速率基本相当,左右有两个峰值,安装角较大的旋流器两个峰值衰减速率较大并且峰值之间的距离增大幅度较大;径向速度随着中心射流流速的增大而增大,安装角较大旋流器的径向速度较小;旋流器安装角为40°时后方的流场具有较高的湍动能,火焰传播速度更高．     

当量比对甲烷预混低旋流燃烧的影响

通过实验和数值模拟的方法研究了甲烷/空气预混低旋流燃烧的流场结构及当量比对甲烷低旋流燃烧的影响.结果表明,甲烷/空气预混低旋流气流在喷嘴出口处扩张,形成有利于燃烧稳定的低速区;预混火焰"悬浮"于喷嘴上方,在剪切区的内侧,火焰呈W型;富燃时,随着当量比的增加,火焰的推举高度略有增加;甲烷/空气预混低旋流流场具有自相似性,无量纲轴向速度的径向分布几乎不受当量比的影响.同时,燃烧室出口的温度随着当量比的增加而增加,并且在当量比为0.8~1.4时变化较为明显,当量比超过1.4后,增加趋势变缓.     

富氧燃烧对投运混煤锅炉低负荷稳燃性的影响

火焰筒头部结构对预混燃烧性能有重要影响,为了探讨旋流器与火焰筒扩张角相互作用关系,试验研究了扩张角为35°（渐扩）、90°（突扩）的火焰筒分别匹配旋流数为0.55,0.75旋流器对燃烧性能的影响。试验结果表明：渐扩火焰筒总压损失较突扩火焰筒减小约3.4%~4.4%,且匹配较小旋流数具有更高的总压恢复系数;突扩火焰筒较渐扩火焰筒具有更低的贫油熄火极限,且无论突扩火焰筒还是渐扩火焰筒,匹配较大旋流数旋流器后均具有更低的熄火极限;突扩型火焰筒温度场对旋流器适应性好,各旋流数下均获得较均匀温度场,出口温度分布系数为0.134 1~0.141 6;渐扩火焰筒温度场对旋流器适应性差,匹配较小旋流数旋流器后温度场均匀性更好,出口温度分布系数为0.135 7;突扩火焰筒NOx排放量更低,且匹配小旋流数旋流器更佳;渐扩火焰筒CO和碳氢化合物（UHC）排放更低,且匹配大旋流数旋流器更佳。     

三级旋流杯燃烧室流场测量与数值模拟

为满足高温升高热负荷燃烧室头部设计要求,参照旋流器设计准则,设计4种不同三级旋流杯燃烧室,采用数值模拟和PIV试验相结合方法对其冷态流场进行初步研究。研究结果表明:第3级旋流器叶片安装角增加,火焰筒头部旋流特性更显著,回流区直径增大,有利于火焰稳定;同时主燃孔射流深度增加,有利于截断火焰。第3级旋流器叶片数增加,主流速度衰减加快,气动损失增大,使火焰筒头部进气量减少,同时削弱三级旋流杯出口气流旋转强度,火焰筒头部回流区直径减小,不利于燃烧。     

火焰筒头部结构对燃烧特性影响研究

火焰筒头部结构是影响预混燃烧的关键参数，试验研究了扩张角55°(渐扩)、90°(突扩)火焰筒分别匹配旋流数0.45、0.65旋流器对燃烧性能的影响。结果表明：突扩火焰筒较渐扩具有更低的贫油熄火极限，且无论突扩还是渐扩火焰筒，均匹配较大旋流数(S_N=0.65)具有更低的熄火极限；突扩型火焰筒温度场对旋流器适应性好，各旋流数下均获得较均匀温度场，出口温度分布系数为0.1313～0.1392;渐扩火焰筒对旋流器适应性差，匹配较小旋流数(S_N=0.45)温度场均匀性更好，出口温度分布系数为0.1335;突扩火焰筒在NOx排放上具有优势，且匹配小旋流数更佳；渐扩火焰筒在CO、UHC排放上具有优势，且匹配大旋流数更佳。     

入口旋流数对煤粉低尘燃烧器流场的影响

以液排渣旋风燃烧过程为基础的煤粉低尘燃烧器可在燃烧过程实现捕渣,为工业加热提供低含尘浓度的高温火焰,是工业加热过程实现以煤代油的先进燃烧技术。根据旋流燃烧流动特点,采用能考虑非均向湍流应力的雷诺应力模型,对旋流煤粉低尘燃烧器内气流流动过程场进行数值模拟计算,计算结果与流场实验测试相吻合。研究表明,气流进入燃烧器时的旋转强度（旋流数）对燃烧器内的流动特性有很大影响,在冷态模型条件下,当旋流数在7以上时,环室回流在轴向贯穿燃烧器整个流场,有利于增加煤粉颗粒在燃烧室内的循环次数,提高灰渣捕获率;低于7时,环室回流出现阻断,不再连续,易造成煤粉颗粒直接逸出,对燃烧及灰渣捕获不利。随旋流数增加,燃烧器出口处中心回流率增大,对炉膛高温烟气的抽吸作用增强。     

旋流杯结构对火焰筒头部流场影响的试验研究

为深人研究旋流杯安装角、两级流量比、二级流通面积和套筒扩张角对火焰筒头部冷态流场的影响， 采用2D-3C粒子图像测速仪在常温常压下开展了相关试验研究。结果显示:适当增加叶片安装角可增大气 流的径向与切向速度分量，这一效果有助于提高油气掺混质量；内外两级流量比的增加将导致高速脉动区域 向内部移动，有利于燃油雾化，但回流区较窄、轴向速度较大，不利于稳定火焰和合理温度场的形成；随着二 级旋流面积的增大，回流区直径增大，射流速度降低，有利于稳定火焰;套筒扩张段在一定程度上对旋转射流 起引导作用，增大套筒扩张角将导致气流径向扩散能力加强。     

合成气低旋流燃烧器设计与流动结构的分析

设计了一个合成气低旋流燃烧器,采用PIV技术对不同负荷下的冷态流场进行了测量,并比较分析了不同中心射流流速对旋流流场的影响.结果表明:流场中出现中心回流区时的旋流数与中心流速无关,高旋流与低旋流的分界点为S＝0.7;流场中的轴向速度、径向速度和湍动能均关于燃烧器中心轴线对称;中心轴线上无量纲轴向速度的分布与中心射流流速(负荷)无关,燃烧器出口下游形成一个发散低速区,有利于稳定充分燃烧;随中心射流速度的增大,径向速度成正比增大,湍动能明显增加.     

旋流强度对F级燃气轮机燃烧稳定性影响分析

旋流器是目前燃烧室中常用的稳定火焰的结构,主要通过气体经过旋流器后在下游形成的回流区来稳定火焰。一般采用旋流数表征旋流器的旋流强度。旋流数一方面会影响空气和燃料的掺混,另一方面会影响回流区的尺寸,从而对火焰的长度和稳定性产生影响。针对某重型燃气轮机的燃烧器,采用数值模拟的方法分析了旋流数变化对热态温度场的影响,同时采用三维有限元方法分析了旋流数对燃烧稳定性的影响。结果表明:旋流数增加,会使得火焰更加紧凑,长度缩短,同时使得燃烧室二阶周向模态稳定性恶化,不稳定的风险增加;降低旋流数会使得火焰长度增加,轴向模态稳定性恶化。该研究结果可为类似机组的相关设计研究提供参考和借鉴。     

大功率高炉煤气旋流燃烧器模化试验研究

通过模化试验,研究热功率为12.5 MW高炉煤气燃烧器的叶片螺旋角及旋口结构对燃烧器旋转射流特性、紊流混合特性的影响;测定不同结构参数对燃烧器阻力特性的影响;通过比选、匹配,确定了单只燃烧器热功率为12.5 MW的双旋流平面火焰燃烧器的合理结构特征和调节特性.     

基于流体网络法的透平叶片冷却内通道网络模型与分析

采用流体网络法研究分析了某E3发动机高压涡轮动叶的冷却结构,通过合理简化,并选用合适的元件模型,构建了冷却流路的流体网络;对高压涡轮流场进行了三维数值计算,确定了叶片冷却流路流体网络计算所需的边界条件;根据实验关联式,确定损失、传热等相关系数,并根据冷却结构特点自定义了部分特性曲线。将流体网络计算结果与NASA文献中的数据进行了比较,表明本文方法能较好地预测各流路的流量、温度、压力等参数,能够用于叶片冷却结构的性能分析以及叶片冷却结构的初步设计。     

某型高压动叶冷却结构设计

对某燃气涡轮高压动叶的冷却结构进行了参数化设计,应用分块的结构网格构造了涡轮内部复杂的冷却结构,进行网格分区时既保证高质量网格,又避免过多增加网格分区。对涡轮动叶栅流场进行了数值模拟,指出参数建模是气冷涡轮叶片设计方法进行工程化应用的前提条件。气膜冷却和带肋片的蛇形通道结构能够有效提高动叶片的冷却效果,保护叶片正常工作。     

舰船燃气轮机高压涡轮动叶多维热耦合设计方法

针对舰船燃气轮机复杂高效冷却叶片设计,基于压力修正算法建立冷却叶片一维管网设计方法;通过快速求解可压缩边界层微分方程获得叶片外换热边界,基于参数化的叶片网格生成方法,采用全隐式有限体积的固体导热求解方法,构建了冷却叶片的耦合传热模型,开发了耦合传热计算程序。对某高压涡轮动叶进行多维热耦合设计,确定冷却流路及冷气分布,通过三维气热耦合计算验证了设计方案的可行性,通过对比分析验证了多维热耦合设计方法对主要流通单元的流量、压力误差小于5%,具备较高的工程应用价值。     

The effect of start-up cycle in ceramic coating used as thermal barrier for a gas turbine bucket

The unsteady aerodynamic and aero-thermal performance of a first stage gas turbine bucket with thermal barrier coating (TBC) and internal cooling configuration were investigated by application of a three dimensional Navier–Stokes commercial turbomachinery oriented CFD-code. Convection and conduction were modeled for a super alloy blade with TBC.The CFD simulations were configured with a mesh domain including the nozzle and bucket interstage in order to accurately predict the fluid parameters at inlet and outlet of bucket. Comparisons to the gas turbine manufacturer data have permitted validation of the flow conditions at the inlet of the rotor.The effects of blade TBC surface temperature changes during a start-up cycle were simulated by means of an unsteady simulation, with unsteady inlet/outlet boundary conditions specified according to test data. The calculations include not only the fluid but also the solving of conduction within the blade, allowing for a correct modeling of the large difference of thermal inertia between the fluid and solid.The role of thermal barrier coatings (TBC) is, as their name suggests, to provide thermal insulation of the blade. A coating of about 100–400 μm can reduce the temperature by up to 200 °C. A TBC can be used either to reduce the need for blade cooling (by about 36%) increasing the turbine efficiency, while maintaining identical creep life of the substrate; or to increase considerably the creep life of the blade while maintaining level of blade cooling (and therefore allowing the blade to operate at a lower temperature for an identical turbine inlet temperature).     

透平冷却空气量计算方法综述

燃气轮机效率提高的主要途径是提高透平进口温度。随着透平进口温度的不断提高,对冷却空气量的需求也逐渐增多,为保证透平安全可靠运行,透平冷却空气量的计算就显得尤为重要。本文对比了国内几篇文献中针对V94.3燃气轮机透平冷却空气量的估算方法,同时介绍了国内外其他研究人员利用流体网络法的研究成果。通过对比分析可知,采用叶片冷却模型以及从燃气轮机功率角度估测冷却空气量的方法适用于工程应用。流体网络法有严谨的理论支持,可针对空气系统具体部件进行计算分析。     

Flowfield and heat transfer past an unshrouded gas turbine blade tip with different shapes

This paper describes the numerical investigations of flow and heat transfer in an unshrouded turbine rotor blade of a heavy duty gas turbine with four tip configurations. By comparing the calculated contours of heat transfer coefficients on the flat tip of the HP turbine rotor blade in the GE-E³ aircraft engine with the corresponding experimental data, the κ-ω turbulence model was chosen for the present numerical simulations. The inlet and outlet boundary conditions for the turbine rotor blade are specified as the real gas turbine, which were obtained from the 3D full stage simulations. The rotor blade and the hub endwall are rotary and the casing is stationary. The influences of tip configurations on the tip leakage flow and blade tip heat transfer were discussed. It’s showed that the different tip configurations changed the leakage flow patterns and the pressure distributions on the suction surface near the blade tip. Compared with the flat tip, the total pressure loss caused by the leakage flow was decreased for the full squealer tip and pressure side squealer tip, while increased for the suction side squealer tip. The suction side squealer tip results in the lowest averaged heat transfer coefficient on the blade tip compared to the other tip configurations.     

燃气轮机空气冷却系统建模及计算分析

本文以某型燃气轮机透平叶片的空气冷却系统为研究对象。在分析叶片的内部冷却方式、结构及冷却空气流路构成的基础上,将空气冷却系统模化为由大量不同的通流单元以串连或分支方式组成的复杂网络系统。选用适当的经验关系式或试验关联式计算空气流经各通流单元的压力损失与换热量,建立了描述冷却空气流动与换热特性的流量方程组、压力方程组和温度方程组。采用逐步简化空气冷却系统的方式,求解空气冷却系统内流量的分配。采用以改进并修正的高斯消去法为基础的一种稳定的大型稀疏矩阵线性方程组解法来求解空气冷却系统内空气的压力与温度分布。可以计算得到各流路的压力、温度和流量的分布等参数。     

汽轮机转子蒸汽冷却计算模型构建研究

提高初参数是火力发电实现节能与环保两项国策的重要措施。在蒸汽初温提高的条件下,为确保汽轮机部件的强度与寿命,需要在提高材料耐热性的同时采取蒸汽冷却技术,降低转子的温度与热应力。针对工程要求计算方法快捷、精确的特点,本文构造了转子根部冷却的一维参数计算模型,该模型综合考虑了冷却蒸汽对叶片表面的射流冲击冷却以及冷却蒸汽流过转子根部时的热传导冷却。应用该模型计算了超临界机组中压缸第一级转子经冷却后的温度场,并与三维计算结果比较,证明该模型能满足工程要求。     

带有冷气掺混的三级透平气动性能数值研究

借助NUMECA数值仿真软件,以某型燃气轮机的三级透平作为计算模型,对其在冷却气体掺混前后的流场进行了数值模拟。考虑到工质物性的影响,采用了变比热高温燃气作为计算工质。同时,针对燃气轮机透平进口的变工况问题,选取不同的透平进口总压值进行数值计算。结果表明,冷却气体的加入使得级损失增大,每列叶片流道出口速度或相对速度减小,下游叶片进口气流角减小;在三级透平冷气掺混时改变进口总压值,每列叶片流道的进口气流角几乎不变,除第三级动叶的激波损失与尾迹损失增大外,其余叶片流道的能量损失变化不明显。     

Flow structure and heat exchange analysis in internal cooling channel of gas turbine blade

This paper presents the study of the flow structure and heat transfer, and also their correlations on the four walls of a radial cooling passage model of a gas turbine blade. The investigations focus on heat transfer and aerodynamic measurements in the channel, which is an accurate representation of the configuration used in aeroengines. Correlations for the heat transfer coefficient and the pressure drop used in the design of radial cooling passages are often developed from simplified models. It is important to note that real engine passages do not have perfect rectangular cross sections, but include corner fillet, ribs with fillet radii and special orientation. Therefore, this work provides detailed fluid flow and heat transfer data for a model of radial cooling geometry which possesses very realistic features.