两种船用汽轮机速度级流场数值比较研究

对采用寇蒂斯级、半寇蒂斯级设计思想、具有局部进气的汽轮机复速级,进行了全周的三维数值模拟,比较分析了设计工况下两种复速级的流动特点及气动性能。计算结果表明,新型复速级的设计降低了第一列静叶的气动负荷,起到了减弱流动损失的作用。同时将第二列静叶由冲动式叶栅变为反动式叶栅,并且采用较大的收敛度以及较大的叶片弦长,使得气流参数在第二列静叶流道内进一步均化,有利于削弱第一列动叶入口气动参数的非定常波动。     

冲动式复速级轮周功率分配特性分析

对汽轮机冲动式双列复速级的功率分配特性进行了分析,通过计算比较了速比、喷嘴和叶片汽流角对功率分配特性的影响规律。实例计算结果表明,双列复速级中前后两级功率的分配很不均匀,第一级与第二级功率分配比可以达到5倍以上。功率分配比随复速级速比和喷嘴出口角增大而增大,而在喷嘴汽流角小角度时变化较慢。此外,各叶片汽流出口角对功率分配比改变的权重比例不同。对于带小反动度的冲动式复速级,可改善内部功率分配特性。     

调节级非定常流动与汽流激振力数值研究

采用ANSYS-CFX商用软件数值研究了亚临界600MW汽轮机调节级在不同工况下的三维非定常流动特性与汽流激振力的变化规律。结果表明:随着调节阀门的开启,调节级后的压力升高,焓降和功率逐渐减小,级效率升高,余速损失减小;部分进汽调节级会对动叶产生明显的激振力;在进汽弧段,动叶激振力变化均匀,而从进汽弧段旋转到非进汽弧段以及在喷嘴端面附近时,汽流激振力会发生很大突变。两阀全开时动叶受切向力最大,随着阀门的开启,叶片受切向力逐渐减小。动叶片受到的低频激振力频率集中区域均小于1 000Hz,远小于高频激振力频率。     

部分进气超临界二氧化碳向心透平气动性能研究

基于给定的热力参数,设计了1台超临界二氧化碳向心透平,功率为75kW,部分进气度为0.3,并采用六面体结构化网格、有限体积法和RNGk-ε双方程湍流模型对该透平进行了详细的流场分析。结果表明,所设计的部分进气超临界二氧化碳向心透平输出功率达到73.25kW,效率为66.27%,基本满足设计要求。喷嘴及动叶流道的压力、温度及马赫数分布合理,表明设计方案可行。靠近喷嘴堵塞弧段壁面及动叶非进气弧段流动紊乱,旋涡多,熵增较大,存在明显的部分进气损失。     

发动机氧涡轮喷嘴叶栅气动特性的试验研究

对一个用于大推力液体火箭发动机氧涡轮泵的复速级涡轮的喷嘴叶栅进行了试验研究，以考察喷嘴叶栅的气动特性，验证喷嘴叶栅的气体设计。该复速级喷嘴叶栅采用先进的后加载流动控制技术，以减弱叶机的二次流损失，对喷嘴叶栅进行了四个进气口流角，三个出口等熵马赫数条件下的平面叶栅吹风试验，测取了型面压力分布，出口气流角以及叶栅损失等重要气动特性参数，试验研究表明氧涡轮的喷嘴叶栅的设计是成功的，具有良好的气动特性，可以有效地应用于液体火箭发动机的涡轮中，本研究也为该类喷雾叶栅的设计提供了有用的实验数据和指导意义的结论。     

尾气颗粒对可变混流涡轮增压器喷嘴环冲蚀磨损特性的数值模拟

可变涡轮增压器在运行过程中其涡轮喷嘴环会受到尾气颗粒的冲蚀磨损,造成喷嘴环叶片失效和涡轮运行效果下降。借助CFD软件对可变混流涡轮内部的气固两相流进行数值模拟计算,分析喷嘴环开度的变化和颗粒粒径对喷嘴环磨损规律的影响。结果表明：喷嘴环处于不同开度下时,磨损率和磨损区域均有所不同,磨损区域主要集中在喷嘴环压力面的中后段区域,随着开度的增大,磨损率和磨损区域均减小,压力面的磨损程度明显大于吸力面;尾气中的小颗粒因惯性较小对气流的跟随性较好,主要撞击喷嘴环前缘,且开度对喷嘴环前缘的磨损影响较小;尾气中大颗粒的运动轨迹趋于直线,主要撞击喷嘴环压力面的中后段区域;由于涡轮进气涡壳结构的周向不对称性,使得涡轮内部流场沿周向分布不均匀,导致不同周向位置的喷嘴环磨损率和磨损区域有所不同,且随着开度的增大,各喷嘴环之间的磨损差异也增大。     

调节级局部进汽对下游动叶气动负荷影响的数值研究

基于舰船用主汽轮机多工况、变转速、变参数的特点,应用商业软件CFX对具有3组喷嘴的复速级叶栅进行全周数值模拟,着重分析了调节级局部进汽对下游动叶气动负荷的影响,数值模拟结果表明,各个喷嘴组边界壁面的存在对流动具有较大影响,同时喷嘴叶栅Ⅰ的叶片型线的不同导致边界畸变对流动的影响更敏感。动叶叶栅的压力分布特点表明了尾迹低速区和主流低压区是形成动叶流动参数不稳定的主要因素,从而形成了叶栅内特有的非定常流动现象。     

同轴气流引射式喷嘴流动特性数值研究

采用RNG k-ε湍流模型,结合混合双流体模型对同轴气流引射式喷嘴的内部流动特性进行了数值模拟,考察进气压力对喷嘴流动特性的影响,得到气液流量变化规律,并与试验结果进行了对比,验证了模型的可靠性。研究结果表明,由于同轴气流引射式喷嘴内部存在中心负压区域,实现了对液体的引射。随着进气压力增大,喷嘴出口的湍动能增大,液体体积分数减小,气液混合效果增强,有利于提高雾化质量。液体流量随着进气压力的增大呈先增大后减小的变化趋势,因此,进气压力需要控制在合理范围内。     

双列复速级轮系振动特性的三维有限元法

采用三维８节点等非协调单元离散叶片和轮盘,建立了以列复速级轮系振动的有限元计算模型。运用接触罚单元方法处理了叶片和叶轮的连接及叶根支承柔度问题,依据上述有限元模型编制了双列复速级轮系的三维网络剖分程序和轮系振动特性有限元计算程序,通过对实例的计算分析,并与实测值比较吻合良好。     

小流量气泡雾化喷嘴试验研究

设计了一个1.2 kg/h的小流量气泡雾化喷嘴,利用粒子动态分析仪(PDA),对喷嘴下游流场进行测量,分析了液雾粒径和速度的分布规律及其相关因子,考察了气液质量流量比、进气压力、混合室长度对雾化特性的影响。结果表明,液雾粒径沿径向呈非轴对称分布,轴线下方平均粒径大于上方平均粒径,液滴粒径随轴向距离增加呈先减小后增大的趋势;液雾轴向平均速度呈钟形分布,喷嘴出口区域液滴轴向平均速度和均方根速度都比较大,两者值均随轴向距离增加而逐渐减小。喷嘴出口区域,液滴粒径与速度间负相关性很强,随轴向距离的增加,其相关性可以忽略。气液比增大液雾粒径减小;在相同的气液质量流量比(ALR)下,进气压力增大,雾化效果变差;混合室长度为其直径的2.5倍时,雾化效果较好。     

结构及运行参数对内混喷嘴压力的影响研究

在内混式介质雾化喷嘴的设计计算中,通常近似将混合室内压力与雾化介质进口压力之比看作为临界压比,这种近似与实验结果有较大差别。实验研究结果表明,内混式喷嘴混合室内压力并不等于雾化介质进口压力与临界压比之积,而与喷嘴的结构特性及运行参数密切相关。本文以压缩空气和变压器油为工质对内混式介质雾化喷嘴混合室内压力特性进行了实验研究,获得了该类喷嘴混合室内压力与结构及运行参数间的实验关系式（1）、式（2）,可供工程设计及运行参考。     

多级轴流压气机模化设计中尺寸缩放对气动性能影响的数值研究

为了研究几何尺寸模化缩放及叶尖间隙对多级轴流压气机气动性能及内部流动的影响,采用Numeca程序对17级轴流压气机开展了数值计算。结果表明：在80%及100%等高转速条件下压气机效率随着模化比例增大而增大,而在50%转速下模化缩放对压气机效率的影响较小。相对于原型压气机,模化放大时,压气机前8级单级压比均有所降低,而后8级压比均提高;模化缩小时,压气机的变化规律则相反。随着压气机几何尺寸的增大,静叶叶根和叶尖区域的总压恢复系数显著提高。同时,叶片叶尖泄漏流区域的熵增减少,从而使各级效率均有所提升。缩放模化中,随着叶尖间隙的增大,泄漏流增多,恶化了动叶叶尖附近的流动分离,降低了动叶后50%弦长区域的相对马赫数,同时扩大了静叶上端壁的流动分离,使压气机效率降低。     

Effects of nozzle-strut integrated design concepton on the subsonic turbine stage flowfield

In order to shorten aero-engine axial length,substituting the traditional long chord thick strut design accompanied with the traditional low pressure（LP） stage nozzle,LP turbine is integrated with intermediate turbine duct（ITD）.In the current paper,five vanes of the first stage LP turbine nozzle is replaced with loaded struts for supporting the engine shaft,and providing oil pipes circumferentially which fulfilled the areo-engine structure requirement.However,their bulky geometric size represents a more effective obstacle to flow from high pressure（HP） turbine rotor.These five struts give obvious influence for not only the LP turbine nozzle but also the flowfield within the ITD,and hence cause higher loss.Numerical investigation has been undertaken to observe the influence of the Nozzle-Strut integrated design concept on the flowfield within the ITD and the nearby nozzle blades.According to the computational results,three main conclusions are finally obtained.Firstly,a noticeable low speed area is formed near the strut＇s leading edge,which is no doubt caused by the potential flow effects.Secondly,more severe radial migration of boundary layer flow adjacent to the strut＇s pressure side have been found near the nozzle＇s trailing edge.Such boundary layer migration is obvious,especially close to the shroud domain.Meanwhile,radial pressure gradient aggravates this phenomenon.Thirdly,velocity distribution along the strut＇s pressure side on nozzle＇s suction surface differs,which means loading variation of the nozzle.And it will no doubt cause nonuniform flowfield faced by the downstream rotor blade.     

考虑部分进汽影响的调节级变工况特性研究

部分进汽的存在影响机组运行经济性.以某600 MW喷嘴配汽方式汽轮机机组为例,基于量纲分析理论,分别将全开调节阀及半开调节阀后喷嘴组压比简化表示为流量比的函数,提出一种适用于喷嘴配汽方式汽轮机调节级变工况计算模型,并研究分析了部分进汽对调节级内压比的影响;应用所提出的模型,探讨了重叠度的存在对阀门流量特性和机组热经济性评价指标的影响,为喷嘴配汽方式汽轮机机组运行优化研究提供了参考.     

超临界汽轮机调节级叶片固体颗粒冲蚀特性的研究

建立了高温条件下氧化铁颗粒撞击12Cr材料的冲蚀模型,并将此模型与透平级三维气固两相流运动特性的数值计算相结合,计算和分析了一台超临界汽轮机调节级在设计工况下喷嘴与动叶表面上的冲蚀量分布。计算结果表明,喷嘴压力面接近出口边缘的区域以及动叶压力面中后部区域是最容易受到固体颗粒冲蚀的部位,并且动叶易受冲蚀部位最大冲蚀量约为喷嘴易受冲蚀部位最大冲蚀量的1．5倍。     

Self-extinguishing behavior of kerosene spray fire in a completely enclosed compartment

The self-extinguishing behavior of kerosene spray fire was investigated in a completely enclosed compartment with the size of 3 m × 3 m × 3.4 m.The spray was generated by locating one BETE nozzle at the center of the bottom wall.A series of spray fire videos were obtained by changing BETE nozzle type and injecting pressure.The results show that spray fire undergoes four stages: the growth stage,the quasi-steady stage,the stretch stage and the self-extinguishing stage.Consumption of large quantities of oxygen causes spray fire to first be stretched and then quench.In this process,fire base migrates away from spray region and leads to the emergence of ghosting fire.Ghosting fire promotes the instability of spray fire and large fluctuation of its height,which provides help to its self-extinguishing.With increasing the injecting pressure or the nozzle diameter,the self-extinguishing time decreases.It is found that the self-extinguishing time is approximately in inverse relation with injecting flow rate.Additionally,we also observed the occurrence of two-phase deflagration just after ignition,and it accelerates the spray fire growth and induces a larger fire height than the following quasi-steady spray fire.The deflagration turns stronger with increasing the injecting pressure.     

二甲醚闪急沸腾喷雾的实验研究

采用高速摄像技术在常温常压状态下对二甲醚闪急沸腾喷雾过程进行了观察,研究了启喷压力和喷孔直径对喷雾形态发展过程、喷雾贯穿距和喷雾锥角的影响。实验结果表明,喷嘴启喷压力越大,涡环形成时间越晚,喷雾锥角越小,喷雾贯穿距越大;喷孔直径越小,涡环形成时间越晚,喷雾锥角越小。喷孔直径对喷雾贯穿距的影响则比较复杂,在喷雾前期,喷孔直径越小,喷雾贯穿距越大,但在喷雾后期,情况正好相反。     

船用燃气轮机动力涡轮可调导叶级的流场结构

基于耦合求解可压缩Favre平均Navier-Stokes方程及Menter的Baseline（BSL）双方程湍流模型．本文对一个考虑可调导叶设计的船用燃气轮机变几何动力涡轮进行了全流场的三维粘性数值模拟。计算结果表明,采用可调导叶技术,涡轮各级热力反动度发生了明显变化;可调导叶级的流动特性变化更显著影响变几何动力涡轮的气动性能;选取具有良好冲角适应性和跨音速性能的可调导叶是船用燃气轮机变几何动力涡轮气动设计的一个关键技术。由此,根据数值计算结果．重点分析可调导叶级的气动特性及其流场结构。     

Numerical simulation on the effect of jet nozzle position on impingement cooling of gas turbine blade leading edge

In this paper, Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations are performed to investigate the impingement cooling on internal leading edge region which is stretched by the middle cross section of the first stage rotor blade of GE-E³ engine high pressure gas turbine. The simulations are carried out for a blade with a single row of circle jets at five different positions and seven different inlet flow Mach numbers. The results indicate that the global area weighted average Nusselt number at the blade leading edge increases with the increase of jet Mach number, and increases with the decrease of the distance between the jet nozzle and the pressure side. The correlation for the area weighted average Nusselt number as a function of the parameters is derived for the range of the parameters considered. The streamwise length weighted average Nusselt number and the spanwise length weighted average Nusselt number also increase with the decrease of the spacing between the jet nozzle and the pressure side, and increase with the increase of jet Mach number. The side entry jet is desirable to improve the performance of impingement cooling on turbine leading edge, but the arrangement of the jet nozzle and the shape of the internal cooling passage should be further optimized to improve the distribution of the heat transfer coefficient.