高效宽负荷汽轮机通流气动技术研究

文章针对高效宽负荷汽轮机中的通流气动技术进行了研究,包括高中压亚音速叶型设计、低压超音速叶片优化和低压排汽缸气动优化。亚音速叶型设计的主要目的是提高其宽负荷性,对新设叶型进行了叶栅试验和多级透平试验,新设的亚音速叶型不仅能量损失得到了降低,且攻角适应性更好;优化末级动静之间的匹配参数、静叶流型和弯曲规律及动叶型线的扭转规律,并对末级变工况性能进行分析,末级收益达到了预期收益效果;对低压排汽缸汽流的流动机理进行了深入分析,以削弱或消除通道涡为目的对排汽缸进行优化,极大程度改善了排汽缸的性能。     

小焓降宽负荷叶型开发

结合宽负荷叶型设计思想,在小焓降叶型的基础上,进一步优化其变工况性能,最终完成了小焓降宽负荷叶型的开发,并进行了吹风试验,验证了叶型的变工况能力。     

某跨音速叶型的优化设计

采用Num eca的FINE/Turbo分析软件对4种原始叶型及其优化叶型进行了三维数值模拟,并对在不同马赫数与不同冲角下的气动性能作了比较。     

适用于氦气的大转折角叶型初步研究

氦气压气机如果采用常规的空气压气机设计规律,则其单级压比小、级数过多.因此,对一种适用于氦气的大转折角叶型的速度三角形进行了分析介绍,在对所选湍流模型和网格划分首先进行了校准的基础上,采用Fluent流体分析软件对氦气大转折角叶栅流场进行了数值模拟.数值模拟结果显示:与常规设计相比,当进口马赫数为0.466～0.7013时,此大转折角叶型基元级的加功量可以成倍地增加,从而成倍的减少氦气压气机的级数,而叶型效率仍可达到0.939-0.894;流场基本没有出现分离现象.     

弯曲叶片匹配特性研究

采用弯曲叶片是汽轮机、燃气轮机降低损失,提高效率的有效手段.对某型燃气轮机涡轮直叶片进行了改型,给出了多种弯曲角度的叶型,并运用CFD软件进行了数值模拟,探讨了叶片弯曲后级性能发生的变化.根据不同模型的性能差异,提出了静叶、动叶弯曲的匹配问题,分析了密流、气流角、马赫数沿叶高的分布,得到了合理的弯曲匹配叶型.     

高亚音速大折转角叶型内激波结构与损失分析

本文采用组合多项式曲线构造了具有高亚音进口条件的大折转角压气机静叶叶型,探索了进一步提高跨音速压气机负荷时,静叶根部区域可能存在的激波结构和损失特征.采用数值模拟方法对不同条件下的高亚音速大折转角压气机叶栅流场进行了数值模拟,结果表明:叶栅内的激波结构与进口马赫数、攻角以及叶型的转角等参数密切相关.通过对叶栅出口的损失分析发现,激波与附面层相互作用改变了原有附面层内的损失分布规律,形成了由激波强度和位置所决定的沿叶片表面法线方向大小基本不变的高损失区域,叶型损失的大小和激波与吸力面最低压力点之间的相对位置密切相关.     

低压汽轮机末级长叶片改型试验研究

针对船用汽轮机的变工况、末几级湿度大的运行特性,对某汽轮机末级长叶片进行气动优化,并在环形叶栅试验台上对原型和改型两组叶栅进行了3个出口马赫数与5个冲角下的吹风试验。结果表明:随着栅后马赫数的增加,叶片吸力面最低压力点位置后移,叶栅前半段的降压段增长、顺压梯度增加,附面层变薄,降低了叶片的叶型损失;改型后的动叶外端壁二次流损失显著下降,而且提高了冲角的适应性;正、负冲角仅影响叶片前缘吸力面或压力面的静压分布,在任一马赫数下,冲角的绝对值的增加都引起叶栅损失的增加。     

微型燃气轮机向心透平的性能试验

对某向心透平进行了总体气动性能试验、导向器流动特性试验以及级环境下的数值模拟,分别对数值计算结果与试验结果作了对比,分析了导向器叶片出口气流落后角的影响因素及其损失状况.结果表明:无论是总体气动性能,还是导向器流动特性,数值计算结果与试验结果都吻合良好;导向器出口马赫数及相对尾缘厚度对其气流落后角有影响,当马赫数小于0.9时,气流落后角变化平缓,而马赫数高于0.9时气流落后角变化剧烈;导向器出口马赫数在0.9～1.2,速度系数在0.975以上,能量损失系数低于5%,有助于提高级效率.     

高亚声速叶型优化设计研究

搭建了一叶型优化平台,并基于此对一高亚声速叶型进行了多目标优化设计。研究结果表明,应用叶型优化技术后,叶型负荷呈前加载分布且前缘Spike强度减弱,设计以及非设计冲角下的气动损失均大幅度降低,叶型有效工作范围冲角增加。     

给水泵汽轮机流场的数值模拟

介绍了采用NUMECA的Fine/Turbo软件对超超临界1000MW机组给水泵汽轮机的三维复杂流动进行了变工况数值模拟,具体分析了3个典型工况下的反动度、攻角以及效率等的变化情况。计算分析表明,进汽参数和转速对流场的气动特性影响较大。同时,3个不同转速及负荷工况下末级叶片的流场数据为进一步的叶型优化提供了依据。     

攻角对透平叶栅气动性能影响的研究

采用叶栅吹风试验与数值模拟相结合的方法,研究了攻角变化对具有较大前缘半径和进口楔角的透平叶栅气动性能的影响,试验测量在出口马赫数为0.8、攻角-61.0°-＋4.0°内进行,对应的雷诺数为6.0×105.在试验验证数值方法可靠性的基础上,对叶栅流动损失进行了数值研究,分析了攻角变化对试验叶栅型面损失中吸力面与压力面边界层损失、尾迹损失和端部次流的影响特性.结果表明：当攻角从＋4.0°变化到-41.0°时,叶片表面没有发生流动分离,出口截面的总压损失系数变化幅度不超过0.21%;在负攻角很大（-61.0°）时,压力面边界层发生流动分离,型面损失急剧增大;具有较大前缘半径和进口楔角的试验用叶栅表现出良好的变攻角气动性能.     

叶片吸力侧反曲率设计对流道内激波强度影响的研究

现代航空燃气轮机负荷升高,流道内马赫数提高,激波损失增大,流动熵增增加,气动效率下降,能量损失增加.在大功率高负荷航空燃气轮机中,激波对气动性能影响更加明显.本文对某型航空发动机涡轮叶型进行了改型设计,分析了在不同出口马赫数条件下激波的结构,研究了通过控制激波强度以减小叶型损失的方法.研究发现,吸力侧带有反曲率弧段的叶型对于控制激波强度、减少能量损失作用明显.     

基于轴承跨距限制的高中压通流宽负荷提效技术研究及应用

从通流型式的选择、高效叶型的选型、回热系统的优化、叶型端壁的优化、通流汽封技术、精细化通流能力选型设计优化以及回热系统设计原则分析等几方面对基于轴承跨距限制的高中压通流宽负荷提效技术进行研究。基于轴承跨距限制的高中压通流宽负荷提效技术可迅速推广到同类型机组的升级改造应用当中，推动了国内1000MW等级汽轮机的优化升级进程。     

汽轮机低压缸进汽结构变流量工况气动性能的研究

为了探究传统轴向分流和新型环形空腔两种出口导流形式对一型进汽结构变流量工况下气动性能的影响,采用全三维数值模拟的方法对分别带有两种出口导流形式的进汽结构进行研究,并通过分析出口气动参数变化规律,获得二者的变流量性能特性。结果表明：二者在流动损失方面无明显差别,但带有环形空腔出口导流形式的进汽结构在出口气流角均匀度和马赫数均匀度上性能突出,其气流角和马赫数在出口的分布规律也更接近压力级的实际来流情况,为压力级高效、安全运行提供保障。     

一种洋流发电涡轮机转子设计方法及试验验证

针对洋流发电涡轮机转子叶型设计,通过理论推导将轴流叶轮机的设计方法应用到转子设计中,分析了前缘半径不变时不同弦向负荷分布的二维叶型的攻角特性,以及叶尖展向和弦向的负荷分布对流动及性能的影响。结果表明,叶尖部分应适当减小负荷,采用后加载叶型更为合理,叶片的其他部分采用前加载叶型较好。应用CFD方法模拟不同工况下涡轮特性,并与试验结果进行对比分析,从而验证了该设计方法的有效性。     

跨声速串列转子叶型流动特性分析

串列叶片技术可以突破常规压气机叶片的负荷极限,因此成为下一代高负荷压气机设计技术的研究热点。为了拓展串列叶片的使用范围,采用数值模拟的方法对跨声速串列转子叶型（来流马赫数1.2）流动特性及前排叶片尾迹发展演化规律展开研究。得出结论：全工况范围内,前排叶片总压损失占比超过50%,前排叶片激波系结构的优化设计是影响串列叶型性能的关键因素;随着出口背压提高,前排叶片尾迹厚度先增加后减小,导致尾迹厚度不同的根本原因是流出前排叶片通道时尾迹的初始速度亏损不同,后排叶片通道的扩压对初始速度亏损有进一步的放大作用。     

变几何涡轮可调叶栅过渡态特性研究

变几何涡轮使发动机在变工况下的性能得到提升,为了更透彻地了解变几何涡轮导叶转动过程中参数的变化情况,通过数值模拟及试验方法探究可调叶栅过渡态特性。将变几何涡轮导叶进行调节,导叶调大范围为0°~6°,导叶调小范围为0°~-5°,观察过渡态参数变化规律。试验研究表明：导叶在调大及调小过程中,导叶出口质量流量、绝对气流角和绝对马赫数随转角接近线性变化,导叶出口总压损失系数和熵增接近抛物线变化;导叶从0°向-5°转动过程绝对出口马赫数减小了2.2%,总压损失系数增加了37.3%;导叶从0°向6°转动过程中,导叶出口马赫数增加了1.5%,导叶出口总压损失系数减小了15.8%;在导叶转角和二次流改变的影响下,吸力侧和压力侧来流在导叶尾缘后掺混改变,沿叶高分布的出口绝对气流角不同程度地偏离几何出口角;导叶转角调大,上部通道涡沿叶高上移,泄漏涡和通道涡相互削弱,总压损失系数减小。     

叶表加小圆柱对翼型气动性能影响的数值研究

为了提高风力机升力,使用商业Fluent计算软件,采用S-A湍流模型和Simple算法对NACA 0015叶片表面在低马赫数条件下设置微小圆柱进行数值模拟。结果表明:当攻角为18°时在距离叶片前缘0.1倍弦长、距离叶片表面0.04 m处设置直径为0.02 m的微小圆柱,可有效提高叶型升力、增加叶表流速、降低叶表压强、推迟叶片表面流动分离。     

向心涡轮可调导向叶栅内流动损失机理的分析

通过对向心涡轮可调导向叶栅三维流场数值模拟,分析在不同叶片安装角下,可调叶片表面静压系数和出口总压损失系数的变化规律。导叶安装角从21°增加到44°,通流面积调节范围为50%～116%设计通流面积。结果表明:叶栅开度减小时,叶片的气动负荷增加,总压损失增加。与设计工况相比,导叶关小15°总压损失增加了1倍多。叶栅端部间隙增加了导向叶栅的流动损失,间隙增加2%,损失增加1.5%,端部损失范围从20%叶高增加到40%叶高。叶栅开度减小,端部损失与叶型损失的变化较小,而间隙损失无论是数量还是占总压损失的比重都明显增加,是非设计工况下总压损失增加的主要原因。     

某型轴流压气机高压第16级叶型气动特性的试验研究

采用环形亚声速风洞气动参数测量试验方法,研究了某型轴流压气机高压第16级动、静叶型的变攻角特性。试验结果表明,对于扩压叶型,沿压力边和吸力边的流动都是先快速膨胀后扩压,扩压占流程的绝大部分,相对压力边,吸力边扩压流程长,梯度大,吸力边是叶型损失源;在相同攻角下,叶型损失正比于叶型的几何折转角,因为在试验攻角变化范围内,叶型的落后角可忽略不计。