某跨音速气冷涡轮三维气动优化设计研究

为了提高跨音速气冷涡轮的效率,减小涡轮内的二次流损失,基于弯叶片设计方法,编制了弯叶片生成程序,同时借助优化设计方法,对某高压涡轮进行了气动优化设计。优化过程中,在导叶中应用弯叶片技术,同时优化动叶进出口气流角,以适应动静叶间匹配的变化。优化结果显示,在流量及功率变化不大的前提下,级效率较原型提高0.3%。效率提高的主要原因是优化后导叶中横向二次流损失减小。     

考虑冷气掺混的涡轮S_2流面计算方法

本文在S_2流面流函数线松弛解法的基础上提出了考虑冷气掺混的涡轮气动计算方法,阐述该方法对直接计入质量和能量掺混而间接计入动量掺混的影响,通过一个算例证实了该方法的可行性和必要性。     

不同损失模型对气冷涡轮S2流面优化影响的分析

应用S2流面正问题进行某涡轮优化设计,在考虑设计变量、目标函数和约束条件的情况下,考察不同损失模型对于优化结果的影响.计算结果显示,不同损失模型对于S2优化结果影响差异较大,降低了总体损失,等熵效率都有不同程度的提高.因此,采用可靠准确的损失模型是S2优化计算的关键,对现有损失模型进行与实验数据的考核非常重要.     

模拟退火算法与响应面模型在压气机动叶优化设计中的应用

开发了模拟退火算法与响应面方法相结合的具有全局寻优能力的优化程序，采用三维粘性流场求解程序进行流场求解，并对某型轴流压气机转子叶片进行了弯掠数值优化设计。结果表明，弯掠联合采用可以有效地改善流场内的流动状况，减少激波损失与尾迹损失，提高效率，表明了所用优化方法的可行性。图6表1参6     

尾缘造型及冷气喷射对跨声速涡轮叶栅损失的影响

通过对不同尾缘造型、不同尾缘冷气喷射量下某跨声速涡轮叶栅的数值模拟,初步得出了尾缘劈缝冷却对尾缘损失以及叶栅能量损失影响的规律。其主要表现为:从减小叶栅能量损失角度来讲,尾缘冷气喷射流量存在最佳值,且随劈缝长度增加,此最佳冷气喷射流量越小;从减小尾缘激波强度角度来讲,较大的冷气流量以及较长的尾缘劈缝有利于减小激波损失,但会消耗过多冷气并增加掺混损失,导致总损失增加。     

涡轮叶尖间隙流动的数值模拟

采用基于雷诺平均N-S方程的三维CFD计算程序,并结合Spalart-Allmaras-方程或κ-epsilon双方程湍流模型加壁面函数的方法,对涡轮平面叶栅和涡轮级转子的叶尖间隙流场进行了数值计算,详细研究了不同叶尖间隙高度、不同叶尖间隙形式和叶尖间隙有冷气入射时其对涡轮叶尖间隙流场和性能的影响.计算结果表明:叶尖间隙对从大约70%叶高到叶尖位置的叶片损失具有明显的影响;在同样间隙大小情况下,余高间隙叶片等熵效率比平间隙叶片等熵效率约提高了一个百分点;而叶尖间隙有冷气入射时涡轮的等熵效率要比无冷气入射时的等熵效率约提高两个百分点.     

某型燃气轮机排气段支撑型线优化设计研究

燃气轮机排气段气动性能的优劣对机组整机效率有显著影响。支撑部件附近流动状况复杂,会对排气段性能产生极大影响。基于某型燃气轮机排气段初始流场特征,开展了排气段前、后支撑型线的优化设计。重点考虑对前支撑的优化设计,完成了三种型线优化方案,并应用S1流面计算方法在宽广的来流角度范围下进行损失计算,选择出气动性能最优的结果。后支撑对流动效率影响比前支撑小,因此对后支撑完成了一种适应当地流场的简单优化设计。最后,采用耦合涡轮末级的排气段三维数值模拟方法,对支撑型线优化前后排气段的气动性能变化进行了分析,支撑优化后排气段流动损失比原型明显降低,总压保持因数提高了1.4%。研究成果可为燃气轮机排气段气动设计与优化提供参考。     

氦氙混合工质轴流涡轮设计与激波控制研究

基于氦氙混合工质特性,利用Axial软件对比了不同载荷系数和流量系数情况下涡轮的效率,在载荷系数和流量系数分别为1.8和0.6的情况下涡轮效率较高。在此条件下利用AxCent软件对轴流涡轮进行了三维叶片造型。在ANSYS CFX软件中选用SST湍流模型,在给定的工况下对设计好的叶片采用数值模拟方法分析尾缘折转角、尾缘楔角及安装角对激波损失的影响。研究表明：尾缘折转角在5.5°~6.5°之间,尾缘楔角在11°~13°范围内激波损失最低;安装角在43°~48°之间,随着安装角的增大会使激波损失降低;同时,对原始叶型的优化表明,吸力面改进为直线型并且增大压力面曲率会降低激波损失。     

带小翼肋条的涡轮叶尖泄漏流场的数值模拟

对叶尖吸力面带小翼肋条的某一轴流转子叶尖间隙泄漏流场进行了数值研究,分析了在不同肋条宽度下泄漏流场细节,并对涡轮效率进行了计算.结果表明:涡轮叶尖单吸力边小翼肋条总体上减小叶尖表面压差,使得吸力面后半部分泄漏流速度减小,从而减小泄漏流动损失,但会增大通道内流动损失,使涡轮转子效率下降;小翼肋条宽度有一个最佳值,小间隙下增大肋条宽度使得涡轮转子效率降低,大间隙下增大肋条宽度却使得涡轮转子效率提高;吸力边小翼肋条改变了叶尖吸力边附近的流场,对压力边附近泄漏流动结构影响不大.     

涡轮冷却空气增压装置的数值研究

为研究预旋喷嘴与旋转涡轮盘之间的匹配关系,对涡轮冷却空气增压装置进行研究,分析了冷气预旋对冷却性能的影响。得出以下结论:采用预旋喷嘴后,能够有效降低冷气的出口静温,改善冷气的冷却能力;随着冷气预旋角度的增大,预旋域的冷气出口温度不断降低,预旋角度超出65°后,冷气温度略微升高,但仍低于未预旋方案的冷气出口温度;预旋会使得旋转域的流阻损失增大,但能够降低静止域二次流,从而减小静止域流阻损失,减小的静止域流阻损失是降低预旋冷气出口温度的因素之一。     

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.     

多级涡轮三维气动优化设计的可行性分析与实现

多级涡轮三维气动优化设计由于计算量大、计算时间长、变量样本空间过于庞大,在实践中往往设计周期长,且难以有效实现.随着计算机硬件和计算软件的发展,计算能力已经大为改善,多种设计方法亦实现了有效融合.大力开展多级涡轮三维气动优化设计研究,将传统设计方法与现代自动优化设计方法相结合是解决前述困难,实现多级涡轮优化设计的一个有效途径.文中分析了将准三维设计和多级局部优化联合实现多级涡轮三维设计的可行性,给出了一个多级涡轮气动优化设计流程.准三维设计主要是S2流面正问题计算,通过准三维设计进行初步设计,初步提高性能,确定总体参数,为下一步的优化设计打下基础.然后采用多级局部优化设计,多级局部优化过程使用Numeca/design 3D软件,优化联合采用人工神经网络和遗传算法,通过提高局部性能来提高总体性能.流场计算采用全三维粘性流N-S方程求解,并以一个3级涡轮和一个4级涡轮为例,说明此方法的可行性.     

某燃气轮机涡轮叶片复合冷却结构优化设计

为了提高涡轮叶片设计效率,搭建了基于一维管网理论的iSIGHT优化设计平台,获得了叶片的优化结构,并对其进行三维仿真计算分析。研究表明：优化前后叶片的气动性能变化不大,总压损失仅在端壁处略有差别;优化后涡轮叶片的壁面温度分布更加均匀,壁面的最高温度降低,温度梯度减小,最大相对温差降低10%左右;在降低叶片热应力的同时相对冷却效率提高1.0%。     

1200mm末级超长叶片全三维工程设计的数值研究

采用汽轮机全三维粘性流场计算程序,通过优化匹配静、动叶和合理选择流道内的各项气动参数,成功地完成了全速机组超长1200mm末级叶片的工程设计。对设计结果的数值验证表明,后加载的弯扭静叶片使得流道内的流动均匀加速,从而减小叶型与二次流损失,并为动叶提供优化设计方案。在动叶下半部分采用后部加载叶型,在上半部分采用专门设计的超音速叶型,可降低激波及激波与边界层相互作用损失。     

不同后楔角对叶栅能量损失的影响

使用FLUENT软件对某型跨音速涡轮叶栅的导叶进行了S_1流面的粘性流动计算。分析了叶栅能量损失系数随不同后楔角的变化,得到了在该涡轮叶栅内对应最小能量损失的3个典型截面上的后楔角的范围。     

大子午扩张涡轮导向器栅内流动控制研究

大子午扩张跨音涡轮具有外端壁栅道前附面层偏厚和内端壁栅道内激波附面层干扰分离严重的特点,从而导致导向器栅道内流动损失偏高。采用全三维黏性N-S方程对优化设计获得的先进导向器叶型和原型进行了级环境的数值仿真,并对比分析了通过多截面S1型线联合设计改善栅道内全三维流动的控制机理。结果表明:采用根部缩放型线和中上部收缩型线能够改善大子午扩张跨音涡轮导向器栅道内流动,此种S1流面设计能减薄外壁侧来流附面层,并减弱甚至消除根部出口激波附面层干扰以及分离的径向掺混。     

大子午扩张涡轮导向器栅内流动控制研究北大核心

大子午扩张跨音涡轮具有外端壁栅道前附面层偏厚和内端壁栅道内激波附面层干扰分离严重的特点,从而导致导向器栅道内流动损失偏高。采用全三维黏性N-S方程对优化设计获得的先进导向器叶型和原型进行了级环境的数值仿真,并对比分析了通过多截面S1型线联合设计改善栅道内全三维流动的控制机理。结果表明:采用根部缩放型线和中上部收缩型线能够改善大子午扩张跨音涡轮导向器栅道内流动,此种S1流面设计能减薄外壁侧来流附面层,并减弱甚至消除根部出口激波附面层干扰以及分离的径向掺混。     

某型两级涡轮流场数值模拟

应用三维粘性流计算程序对某型两级涡轮进行了数值模拟,该程序采用具有TVD性质的三阶精度Godunov格式,湍流模型为B-L代数模型。计算中考虑了变比热的影响。结果分析表明,由于该涡轮是采用考虑损失的S2流面及单列粘性流计算设计的,没能很好地反映气流角的匹配问题,因此在第二级静叶中存在较大的正攻角,这使得第二级静叶采用后部加载叶型的作用不大,没有达到减少二次流损失的目的,因此,在气动设计中进行多级粘性流的匹配计算是必要的。     

气膜冷却对高压涡轮叶栅损失特性的影响研究

为获得全气膜气冷涡轮叶栅的损失特性,采用试验及数值仿真方法,研究了不同冷气流量、不同叶栅出口马赫数条件下冷气射流对叶栅损失的影响。通过叶栅槽道静压云图及叶片表面压力分布等试验及数值仿真结果对比,验证了通冷气叶栅性能仿真分析方法的准确性。结果表明：同一冷气流量比下,通冷气叶栅能量损失系数随着马赫数的增大先减小后增大,在设计马赫数附近损失最低;通冷气叶栅能量损失系数随着冷气流量的增大而增大,且前后腔均通冷气时能量损失系数最大,前腔单独通冷气时能量损失系数最小;通冷气叶栅能量损失系数随着冷气与主流温比增大而增大。     

涡轮增压器进/排气蜗壳结构优化与性能分析

为了分析涡轮增压器涡轮部件进/排气蜗壳对涡轮级性能的影响及相互作用机理,提高涡轮效率,采用数值模拟的方法对涡轮增压器中的进/排气蜗壳进行优化设计,提出进气蜗壳和排气蜗壳的优化方案,并与涡轮整机联合运算,对比分析涡轮整机的性能。结果表明:进气蜗壳主要对静叶10%叶高的来流攻角产生影响,优化方案可为涡轮提供更好的进口条件,排气蜗壳主要对动叶尾缘的载荷分布产生影响,优化方案可以增加涡轮的做功能力,进/排气蜗壳的优化设计可使整机总静效率提高1.19%。