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为分析冷气掺混对涡轮叶栅气动性能的影响,对某船用燃气轮机高压涡轮导叶开展了带冷气条件下的扇形叶栅吹风试验,结果表明:冷气掺混对叶片型面压力分布有较大影响,且在吸力面表现尤为突出;在冷气流量比小于7%工况下,叶栅能量损失较无冷气喷射时增加(9%),甚至在Ma=1.05时能量损失较无冷气喷射时还小;当冷气流量比大于7%时,叶栅能量损失随冷气流量比的增大而迅速增加(最大可达26%);平均出口气流角随着出口马赫数的增加而增大,变化范围为17.7°~18.1°,且在同一工况下冷气喷射会使平均出口气流角增大。 相似文献
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某MW级燃机末端的变几何动力涡轮动/静叶栅与非对称排气道之间的流场会相互作用,使用商用CFD软件CFX研究了不同导叶安装角下、二者之间的耦合流场.在导叶设计安装角下的流场分析表明:排气道的非周向对称性主要影响动力透平的动叶流场,导致动叶不同叶片载荷出现周向差异,同时动叶出口气流角分布也会出现强烈的周向不均匀性.导叶旋转7°后,导叶进口正冲角增大导致吸力面大范围分离;动叶进口呈现负攻角,压力面的分离程度增大;同时排气道内旋涡程度加剧,这导致了导叶安装角改变后动力涡轮的效率和功率出现明显下降. 相似文献
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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。 相似文献
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表面粗糙度对压气机叶栅流动特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
在低速平面叶栅风洞中,实验研究了表面粗糙度对高负荷压气机流动特性的影响,并对叶片吸力面不同位置布置的表面粗糙度进行了对比分析。通过墨迹流场显示法对叶栅壁面流场进行了测量,利用五孔气动探针对叶栅出口截面进行了扫掠,给出了不同方案出口截面马赫数、二次流速度矢量的分布以及叶栅的流场特征,以分析和探讨表面粗糙度对叶栅流动特性的影响。结果表明,吸力面局部表面粗糙度的增加使得角区分离范围减小;且随着粗糙带向尾缘移动,角区分离范围的减小程度也逐渐增加。 相似文献
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为分析冷气掺混对涡轮叶栅气动性能的影响,对某船用燃气轮机高压涡轮导叶开展了带冷气条件下的扇形叶栅吹风试验,结果表明:冷气掺混对叶片型面压力分布有较大影响,且在吸力面表现尤为突出;在冷气流量比小于7%工况下,叶栅能量损失较无冷气喷射时增加(< 9%),甚至在Ma=1.05时能量损失较无冷气喷射时还小;当冷气流量比大于7%时,叶栅能量损失随冷气流量比的增大而迅速增加(最大可达26%);平均出口气流角随着出口马赫数的增加而增大,变化范围为17.7°~18.1°,且在同一工况下冷气喷射会使平均出口气流角增大。 相似文献
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为了对压气机静叶开展扇形叶栅实验研究,设计了可调导叶来模拟静叶气流的速度和方向,并采用数值模拟和实验方法对该可调导叶的气动性能开展研究,分析了不同转角时导叶出口气流参数的分布规律。研究表明:数值模拟结果和实验结果可吻合较好;可以通过合理的导叶设计,以扇形叶栅实验代替压气机级实验来研究静子的性能和流场结构;实验中导叶间隙的影响使附面层增厚,使转角0°、+2°和+4°时,出口最高马赫数位置向中径处抬升至25%叶高处;而数值模拟对附面层变化考虑不足,出口最高马赫数位于15%叶高处。 相似文献
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某涡轮静叶环形叶栅气动性能的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对SOFC燃料电池和微型蒸汽透平联合循环发电装置开发了涡轮静叶片,该叶片采用多个后加载型线堆叠而成,并在风洞试验台上测试其气动性能,研究了不同冲角和不同马赫数条件下的流动特征。同时,采用计算流体动力学的方法对试验模型在相同的边界条件下气动性能进行了数值研究。研究表明:马赫数在0.5~0.9的范围内,随着马赫数的增加,能量损失减小,同时出口气流角度也略有减少;正负冲角对带有后部加载特征的叶栅的气动性能影响较小。 相似文献
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为保证导叶-静叶结构的扇形叶栅实验顺利开展,针对已有扇形叶栅实验件,设计了两种导流板抽吸方案:两侧导流板流道转接的位置设置抽吸缝和在前一方案的基础上增加左侧抽吸缝的抽吸量、同时不在右侧设抽吸缝。两种方案中都于导叶与静叶转接位置开设矩形抽吸缝,宽度均为2 mm。对不同方案的实验件流场进行数值模拟,通过对比分析导叶及静叶栅出口气动参数和流场结构,确定了能够大幅提高实验件流场分布周向均匀性的导流板抽吸和结构改进方案。研究表明:导流板结构改进和设置抽吸缝都可以在一定程度上改善流场的周期性;导流板抽吸缝开设在气流分离区,可减小分离强度范围,改善实验件整体周期性;第2种方案可大幅提高实验件流场分布的周向均匀性,使可测量流道数增加到7个。 相似文献
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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. 相似文献
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导流板结构对扇形叶栅试验件周期性影响的模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了指导导叶-静叶结构的扇形叶栅试验,设计周期性好的叶栅试验件,本研究采用数值模拟的方法,研究试验件两侧导流挡板结构尺寸对扇形叶栅周期性的影响。通过对比改型试验件模型与原始试验件模型中径处导叶/静叶出口气流角、马赫数的周向分布规律和S1流面流场结构,分析两侧导流挡板结构对试验件周期性的影响,初步确定改型模型3为试验件模型。在此基础上详细分析了模型3的导叶/静叶流场结构。研究结果表明:本研究提出的挡板截断模型能够较好的改善扇形叶栅试验件的周期性,其中模型3将可测流道从4个增加到7个,可满足扇形叶栅风洞试验对试验件周期性的要求。 相似文献
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攻角对透平叶栅气动性能影响的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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. 相似文献
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当压气机叶片负荷很大时,吸力面会发生严重的分离,在此基础上若正攻角继续增加,则叶片整个吸力面都可能发生分离,吸力面分离起始点不断向叶片前缘移动,可能出现类似外流中大攻角三角翼的非对称结构.利用数值模拟方法,采用边界层吹气技术,研究了具有68°折转角的矩形缝隙叶栅在不同攻角条件下的流动特点和气动性能.计算结果表明,叶片采用压力面到吸力面的吹气槽,在正攻角较大时能有效控制扩压叶栅中的附面层分离,消除原型叶栅中非对称的旋涡结构,降低气动损失,其中在+4°攻角下可将能量损失系数降低约12.5%,同时可使流通能力大大改善,扩大稳定工作范围. 相似文献
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为明确变几何低压涡轮级在多转角工况下气动性能变化情况,通过RANS方法并结合SST湍流模型,研究了可调导叶转角分别为-6°,-3°,0°,3°和6°条件下低压涡轮级的气动性能变化。结果表明:可调导叶旋转角度的变化会明显改变导叶叶顶及动叶通道内的流动情况,角度变大会增加涡轮级流量,并使导叶叶顶处负荷后移,上端区二次流强度增加,叶顶泄漏情况减弱,还会减小动叶进口相对气流角,使动叶压力面出现明显分离;角度变小对低压涡轮级流场的影响与之相反。当导叶转角从-6°变化到+3°时,涡轮级等熵滞止效率提升了约6.7%;当导叶转角从+3°变化到+6°时,涡轮级效率却下降了约0.19%。 相似文献