带冷却的涡轮叶片温度场耦合计算工程方法研究

集成涡轮叶片内部空气系统计算程序、表面外换热计算程序及壁温计算程序为一体,实现了带气膜冷却涡轮叶片内外换热及壁面导热的耦合计算,可以快速进行涡轮叶片温度场分布计算并为涡轮叶片内外部冷却系统优化设计奠定了基础.     

轴流压缩机的扩压因子流型非等功设计方法及其应用

采用扩压因子的径向分布作为一种非等功设计方法,给出该方法的理论推导和计算公式,并编制相应的设计计算程序和叶片成型程序,根据程序设计了一个轴流风机.利用Numeca/Fine软件对轴流风机进行了模拟计算,并将模拟计算结果与程序设计计算结果进行了比较与分析,结果表明:所推导及编制的设计计算程序和叶片成型程序是合理可行的.在此基础上,讨论了扩压因子流型的一些应用规律.     

考虑静叶内叶片力的作用对透平级特性影响的数值研究

在传统的流线曲率法的基础上，考虑了叶片力，叶片厚度等因素的影响，根据完全径向平衡方程，在叶片通道内加站，编制了相应的计算程序，并采用了张力样条函数来拟合流线，以期流线拟合的结果更加接近实际流场。根据不同径向角下的计算结果分析了叶片力对压力分布及其它气流特性的影响。     

三联叶片固有频率计算——首台国产600MW汽轮机调节级叶片的振动分析

采用壳单元,并考虑销钉的弹性支撑、叶片温度及离心力的影响,给出了三联叶片固有频率的计算方法,编制了相应的计算程序。     

冷却叶片的设计

据《Тплоэнергетика》2 0 0 2年 9月号报道 ,借助于描述叶片内热力过程的先进模型 ,ЦИАМ (俄罗斯中央巴拉诺夫П .И .航空发动机制造研究所 )制定了高性能燃气轮机冷却叶片的设计方法。为了解决与冷却叶片有关的问题 ,利用了下述数学模型 :用于冷却叶片系统通路内空气流动及其沿液力网络分支分布的一维计算模型 (液力模型 ,ＧＩＤＲ -Ｍ程序 ) ;叶片各截面内温度的计算模型 (几何模型和传热模型 ,Ｐｒｅｐ -Ｋｅｙ和ＫＷ3Ｄ程序 ) ;冷却系统通路内热交换模型 ;阻隔膜计算模型。利用数值方法求解数学模型的方程组。制定了…     

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。     

透平短叶片级S_2流面计算结果分析——叶片槽道内环量分布和叶片倾斜的影响

本文利用中国科学院工程热物理所和哈尔滨汽轮机厂共同研究开发的汽轮机实用 S_2流面反问题计算程序.对哈汽厂某大型汽轮机的调节级进行了计算,分析了静叶槽道内的环量分布规律和静叶采用复合倾斜叶片的影响。计算结果和文献中用单列叶栅无粘全三元势函数程序的计算结果进行了对比。     

偏航工况下水平轴风力机叶片气动变形数值模拟研究

以非定常叶素动量方法和水平轴风力机结构动力学为基础,建立风力机气弹计算的仿真程序,将偏航模型耦合进气弹程序中,针对某5 MW水平轴风力机进行仿真计算,分析比较了该风力机在不同偏航角工况下叶片变形沿径向和周向的分布情况,总结了不同偏航工况对风力机叶片变形的影响规律。研究结果对风力机叶片设计和疲劳寿命的预测有一定的指导意义。     

用传递矩阵法分析汽轮机轮系耦合振动特性

给出了传递矩阵法计算汽轮机叶片—叶轮系统耦合振动特性的力学模型。模型中考虑了影响叶片—叶轮系统耦合振动特性的各种主要因素。针对汽轮机叶片—叶轮系统的具体结构,给出了叶片连接件围带及拉筋的处理方法,因而对各种结构的叶片—叶轮系统都具有很强的适应性。应用编制的相应实用计算程序,计算结果与其它计算值及实测值进行了比较,证实精度良好,满足工程需要。     

用计算机确定动叶片的装配以保证高质量的转子动平衡

本文介绍了作者自己编制的用于动叶片在叶轮上装配的数据处理程序。该程序可在叶片安装前预先考虑叶轮的初始不平衡量,计算出各叶片在叶轮上的最佳位置,该程序计算速度快、精度高,从数万种叶片装配方     

燃气轮机透平叶片传热和冷却研究：内部冷却

随着燃气轮机透平进口温度的不断提高,其换热与冷却问题已然成为现代高性能燃气轮机研发中亟待解决的核心关键技术之一.透平叶片的冷却可以分为内部冷却和外部冷却,结合作者近年的研究工作,详细综述了燃气轮机透平叶片内部换热与冷却问题的研究现状与进展,着重介绍了叶片内部蛇形通道冷却、叶片内部冲击冷却和前缘的旋流冷却及尾缘柱肋冷却,指出了它们各自在相关方面需要进一步开展的工作.其中：在蛇形通道冷却方面,需要进一步研究旋转状态下蛇形通道内流动与换热特性、发展高性能的扰流装置及通道弯头结构、设计新颖高效的叶顶内部冷却结构、获得带气膜孔或冲击孔的蛇形通道内的换热与冷却特性;在叶片前缘内部冲击冷却方面,需要研究不同曲率面上的冲击冷却换热特性、旋转条件下的冲击冷却以及冲击气膜复合冷却特性;在旋流冷却方面,需要对其结构参数的影响开展进一步的广泛研究,并开展旋转状态下旋流冷却特性的研究;在尾缘柱肋冷却方面,需要进一步研究复杂流场下柱肋阵列通道中的流动换热与众敏感因子之间的关系.     

燃气轮机叶片内部扰流肋冷却方式研究进展

随着燃气透平转子进口温度的不断提高,燃气轮机叶片冷却日益重要。带有扰流肋的内部通道冷却是叶片冷却的一个重要部分。综述了内部扰流肋冷却的研究历程与研究现状,详细论述了静止状态下带肋内部通道的换热研究、旋转对带肋通道内换热的影响研究以及扰流肋与其他方式相结合的复合冷却研究。结论指出,在国内外静止状态下带肋通道内的换热研究已经很成熟,旋转对通道内流动与换热的影响是最近几年来的研究热点,而关于旋转状态下复合冷却方式的研究相对较少。优化旋转状态下内部肋结构和将内部扰流肋与其他冷却方式相结合的研究是今后的发展方向。     

具有新型双层壁结构的透平叶片流热耦合研究

多通道壁面射流冷却结构是一种新型的燃气透平动叶内部冷却结构,具有消耗冷气少、压力损失小等优点。本文构建了简化的壁面射流冷却叶片与GE-E3冷却结构叶片模型,采用流热耦合方法对比研究了其流动与换热特性。结果表明,壁面射流冷却通道内的狭小空间抑制了横流的产生,冷气在冷却通道中形成了流向涡;前缘冷气流道中的大量冷气流经吸力侧冷却区,并从出口压力更小、面积更大的尾缘排出,使得前缘气膜孔出流的冷气流量和动量较小,冷气在叶片外表面的气膜覆盖特性更好;离心力的影响导致前缘冷气流道中叶根处的压力较低,叶根附近的气膜孔出现燃气主流入侵现象。相比于GE-E3叶片,壁面射流冷却叶片的前缘温度和温度梯度都较小,因此多通道壁面射流冷却在前缘具有更优异的冷却特性。     

燃气透平第一级叶片燃气侧的流动与换热特性研究

对某重型燃气轮机透平第一级叶栅通道内无气膜冷却下的三维黏性流动与传热特性进行了数值模拟,对比了不同来流湍流度对叶片燃气侧流动与换热特性的影响,分析了静叶非定常尾迹对动叶换热特性的影响.结果表明:来流湍流度对静叶表面的换热特性有明显的影响,但对动叶表面换热特性的影响很小;静叶尾迹对动叶表面的换热特性影响较大.     

基于流热耦合的燃气轮机透平叶顶冷却设计

燃气轮机透平叶顶区域存在复杂的流动和换热问题,承受很高的热负荷。为了降低透平动叶叶顶温度,在透平叶顶现有结构的基础上提出气膜冷却和气膜+内冷通道冷却两种叶顶冷却方案,并通过流热耦合计算分析冷却升级前后叶顶区域的换热和流动特性。研究发现：叶顶气膜冷却方案可有效降低叶顶温度,特别是叶顶前缘至中弦区域;而气膜＋内冷通道冷却方案基于外部气膜冷却,结合内部冷却通道设计,可进一步降低叶顶尾缘的温度;与原型叶片相比,气膜+内部冷气通道的复合冷却设计可以使叶顶尾缘最高温度降低24 K。     

Gas Turbine Blade Tip Heat Transfer and Cooling: A Literature Survey

Gas turbines are widely used for aircraft propulsion, land-base power generation, and other industrial applications like trains, marines, automobiles, etc. To satisfy the fast development of advanced gas turbines, the operating temperature must be increased to improve the thermal efficiency and output work of the gas turbine engine. However, the heat transferred to the turbine blade is substantially increased as the turbine inlet temperature is continuously increased. Thus, it is very important to cool the turbine blades for a long durability and safe operation. Cooling the blade must include cooling of the key regions being exposed to the hot gas. The blade tip region is such a critical area and is indeed difficult to cool. This results from the tip clearance gap where the complex tip leakage flow occurs and thereby local high heat loads prevail. This paper presents a literature survey of blade tip leakage flow and heat transfer, as well as research of external and internal cooling technologies. The present paper does not intend to review all published results in this field, nor review all papers from the past to now. This paper is limited to a review of recently available published works by several researchers, especially from 2001 to present, concerning blade tip leakage flow associated with heat transfer, and external or/and internal tip cooling technologies.     

不同冷气/燃气温比下高温涡轮叶片旋流冷却流固耦合特性研究

采用流固耦合方法对燃气轮机高温涡轮叶片旋流冷却结构进行数值模拟分析。探究了不同冷气/燃气温度比条件下旋流冷却的流动与传热特性、叶片前缘区域固体温度、热应力以及热应变分布。研究表明：在进气腔入口雷诺数固定的条件下,随着温度比升高,冷气密度降低,冷气流速逐渐提升,同时湍动能升高,靶面努塞尔数逐渐升高;当温度比较低时冷气的流速较低、单位时间冷气带走的热量较少,当温度比较高时冷气温度较高、单位质量冷气所能吸收的热量有限,靶面处热流密度先升高后降低。受靶面热流密度分布影响,随着温度比升高,叶片前缘固体的温度、热应力以及热应变先降低后升高。     

凹坑深度对透平叶片前缘换热的影响

涡轮叶片前缘由于受到燃气的冲击,热负荷较高,其冷却和换热情况极大的影响了燃机的性能,因此是涡轮叶片上最关键的传热区,在对涡轮进行传热设计和计算时必须对该区域予以考虑。设计冲击靶面,对凹坑结构进行冲击,建立模型,通过数值计算分析其冷却效果。通过对凹坑的温度场进行对比分析,给出凹坑深度的变化对冲击靶面换热的影响。对于带凹坑结构,通过凹坑深度分析叶片前缘换热效果,当凹坑深度不太大时,凹坑深度的增加会增强冲击靶面的换热;当凹坑深度增加得较大时,则会明显降低冲击靶面的换热。     

气膜孔几何结构对涡轮叶片气膜冷却影响的研究进展

综述了近年来涡轮叶片气膜孔几何结构对气膜冷却特性影响的研究成果,介绍了影响气膜冷却效果的因素.总结了气膜孔结构对叶片前缘、叶片端壁以及对平板气膜冷却影响的研究现状.阐述了气膜孔结构对气膜冷却传热特性的影响.最后指出进一步优化气膜孔结构,综合考虑气膜孔尺寸、长度、间隔、形状以及相对透平叶片取向对气膜冷却的影响和新型气膜孔的研究.将是今后工作的重点.     

Fundamental Mechanisms That Influence the Estimate of Heat Transfer to Gas Turbine Blades

The quest for improved efficiency has motivated the elevation of turbine inlet temperatures in all types of advanced aircraft gas turbines. The accommodation of higher gas temperatures necessitates complex blade cooling schemes so as not to sacrifice structural integrity and operational life in advanced engine designs. Estimates of the heat transfer from the gas to stationary (vanes) or rotating blades poses a major uncertainty because of the complexity of the heat transfer processes. The gas flow through these blade rows is three-dimensional with complex secondary viscous flow patterns that interact with the end walls and blade surfaces. In addition, upstream disturbances, stagnation flow, curvature effects, and flow acceleration complicate the thermal transport mechanisms in the boundary layers. Some of these fundamental heat transfer effects will be discussed. The chief purpose of this paper is to acquaint those in the heat transfer community, who are not directly involved in gas turbines, with the seriousness of the problem and to recommend some basic research that would improve the predictions of gas-side heat transfer on turbine blades and vanes.