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。     

大子午扩张涡轮的S1优化设计初步研究

大子午扩张涡轮具有外壁侧易分离的特点,通过对优化根部、中部和顶部S1型线所得改型和原型共4个方案的数值模拟与对比分析,研究了大子午扩张涡轮的S1型线优化设计特点。结果表明:此类涡轮流动控制的重点在顶部栅前来流条件和出口根部附面层分离径向迁移,采用根部优化能够很好地控制两个因素,采用中部优化只能从顶部来流条件进行控制,顶部优化效果不明显。     

涡轮导向叶栅内流动的数值研究

为了有效地区分各种损失对涡轮总效率的影响,准确把握涡轮叶栅流场气动性能,对某型涡轮导向叶栅内的气体流动进行了数值模拟。结果表明,对此涡轮导向叶栅的改型设计比较成功。     

大子午扩张涡轮的前掠宽弦叶型数值研究

在涡扇发动机的设计中,高低压涡轮过渡段处多采用较大子午扩张的结构,此结构给低压涡轮设计带来了难度.对采用前掠宽弦重新设计的低压涡轮进行了3D数值模拟,并研究了此种叶型在低压涡轮特殊结构下对气动性能的影响.结果表明:针对大子午扩张结构的低压涡轮,采用此设计能够非常有效地控制前部流动,也能降低后部流道内损失.     

涡轮大扩张过渡段的流动分离与控制数值研究

现代高性能涡轮机械中,研究者一直在努力提高其气动性能,体现在涡轮气动参数设计上就是：每个级利用最大焓降、最小的轴向长度、最少的每排叶片数、设计工况最高的效率。这些气动设计特点使得航空涡轮低压级静叶入口段具有较大的向外扩性,给发动机内外端壁及其高低压过渡段的设计带来了难度。通过数值模拟,探讨了一种减小扩压段流动分离的型线设计方法。     

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。     

涡轮增压器喷嘴叶栅的流动特性

可调喷嘴涡轮喷嘴叶片端部的间隙泄漏流会对涡轮的性能产生较大的影响,同时喷嘴尾缘激波会造成转子叶片强迫响应,导致转子叶片出现高周疲劳失效现象.当喷嘴叶片间隙泄漏流与激波相互干涉时,不仅会造成流动损失加剧,同时也会显著影响转子叶片的可靠性以及使用寿命.通过纹影试验和数值仿真方法研究了喷嘴叶片平面叶栅在不同膨胀比和不同叶端间隙情况下的激波和间隙泄漏流流动特性.结果表明:膨胀比和间隙比对泄漏流和激波的影响较大,泄漏流对激波的影响范围随着膨胀比或间隙比的增加而增加.在泄漏流影响的范围内,受泄漏流对流场的推动作用,激波被挤压变形,激波形状向逆着气流流动的方向弯曲.随着叶端间隙比增加,泄漏流对激波的影响范围扩大,同时中间叶高位置的激波强度加强.     

低压涡轮导向器气动性能的实验研究

为了考查低压涡轮导向器的气动性能,在低速环形叶栅风洞上对导向器的实验叶栅进行了吹风实验。测量了由栅前至栅后共6个横截面的气动参数分布以及叶片和上、下端壁表面的静压场。实验结果表明,主流区的损失并不太大,主要的损失发生在上、下端壁附近,尤其是上端壁附近的损失非常大。引起叶栅损失的主要根源在于叶栅子午面较大的扩张,进一步降低叶栅的损失应从改进叶栅通道的子午面型线出发。     

具有前掠叶片的低压涡轮叶栅流动稳定性研究

在具有前掠叶片的涡轮低压导向叶栅的风洞实验中,测量了静压系数在不同叶高沿叶型的分布。根据静压分布的测量值,通过求解Falkner-Skan方程,获得不同来流马赫数下叶片边界层内沿流向的速度、压力、密度等参数。然后,将以上结果作为边界层的平均流动值,结合数值离散化的正交曲线坐标系线性抛物化稳定性方程(PSE),对边界层流动的稳定性进行特征值分析。计算结果表明,所选用的实验叶栅由于应用了前掠叶片,加载均匀,边界层流动相对稳定。     

涡轮级叶栅三维湍流流动的数值模拟

采用全三维数值模拟技术和“混合平面”方法传递级间参数,利用k-ε双方程湍流模型和SIMPI正算法,通过求解三维粘性可压缩Favre平均Navier-Stokes方程,对一个考虑顶部间隙的某型船用燃气轮机动力涡轮级叶栅三维湍流流动进行了数值模拟。计算结果与厂家提供的试验结果误差较小。文中给出了影响涡轮级叶栅出口气流角、总压、静压以及总温和静温等各参数的变化规律。     

舌形挡板变截面涡轮增压器涡轮蜗壳内气体流动的研究

本文在－模型上测试分析了舌形挡板变截面涡轮增压器涡轮蜗壳内气体流动规律，用丝线法和新探索的色泽法进行了蜗壳内气体流动显示，分析探讨了此种变截面涡轮增压器的工作机理，并将试验结果与计算数值进行了比较，获得了满意的结果，为设计优化舌形挡板变截面涡轮增压器提供了理论依据。     

采用弯叶片控制高负荷涡轮叶栅内附面层迁移的机理分析

对具有128.5°折转角的高负荷平面涡轮叶栅的内部流场进行了数值模拟.结合前期的实验结果,并利用拓扑学理论,详细分析了弯叶片对叶栅内附面层发展及旋涡运动的影响.结果表明,以通道涡为主的集中涡系在高负荷涡轮叶栅中部强烈掺混,使得中部的能量损失系数(0.56)明显高于端部(0.07),这是反弯叶片能改善此类叶栅整体气动性能的原因.对附面层迁移理论作了进一步讨论后指出,在高负荷涡轮叶栅内采用弯叶片减少二次流损失时应重点考察自由涡层的迁移.     

外来扰动频率对涡轮叶栅流动稳定性的影响

应用非线性PSE方法预测和评价某型超临界蒸汽轮机调节级导叶栅边界层流动的稳定性,研究了扰动频率对叶栅流动稳定性的影响。结果表明,当来流扰动频率变化时,扰动会对叶栅边界层稳定性产生很大的影响,此时存在一个最大扰动频率,在这一频率下流动最容易发生转捩。最大扰动频率受边界层厚度雷诺数的直接影响,其数值沿着流向逐渐减小,即叶片入口流动对高频扰动敏感,叶片出口流动对低频扰动敏感。     

叶栅内非定常流动特性的频谱分析

采用数值模拟方法研究了静叶尾迹的非定常流动特性,通过改变动叶与静叶之间的轴向间距和动叶的转速,结合不同工况下的等熵图,利用傅里叶变换(FFT)对动叶升力系数和阻力系数进行了频谱变换,并分析了其频谱特性与动静叶间轴向间距和动叶转速之间的关系.结果表明:随着轴向间距的增大,尾迹涡脱落频率变化不大,但功率谱密度变化较大,引起下游叶栅通道熵值增大,导致下游动叶周围能量损失增加;转速的增大使尾迹涡脱落频率增加,功率谱密度变大,同时下游叶栅通道熵值也逐渐增大,表明尾迹涡带来动叶周围更大的能量损失.     

叶片相对高度对涡轮喷嘴叶栅内损失的影响

据《Теплознергетика》2005年6月号报道，大量试验结果表明，叶栅内气流的转折角、槽道的气动力收敛度、叶型的安装角、叶栅的相对高度以及叶型和叶片间槽道的形状对端部损失具有明显的影响。     

某型涡轮过渡段机匣子午型线数值研究

为了研究某型涡轮过渡段气动性能,采用数值模拟方法研究了子午型线对某带支板的涡轮过渡段气动性能和流场特性的影响,探讨了四种机匣型线时过渡段及上游高压涡轮的气动参数分布及流动情况,并给出了不同方案时总损失对比分析。结果表明,过渡段机匣子午型线对上游高压涡轮的影响不大,仅方案Case_1的气流角发生了明显变化。由于不同的过渡段子午型线使得流道中的静压分布发生变化,气流逆压梯度的变化引起机匣附近的流动分离改变,进而使得过渡段出口的损失变化,极大地影响过渡段的整体气动性能。     

前掠叶片叶栅内二次流动的数值研究

采用数值模拟技术详细地研究了不同掠高的某蒸汽轮机末级前掠叶片叶栅内部的二次流动。通过对计算结果的分析,讨论了该种叶栅内流动损失产生的机理。     

涡轮平面叶栅变几何试验研究

通过建立变几何平面叶栅试验台,测量了平面叶栅在不同安装角下的叶片表面静压分布、出口总压分布和出口气流角.详细分析各种气动参数随叶片安装角的变化规律,并将试验测得的叶栅各种损失随转角的变化与3种损失模型的预测结果进行了比较,结果表明:在测量的转角范围内,随着安装角的增大,叶片表面扩压断明显增加,叶栅出口气流角也会随之增大,叶栅总损失不断减小.其中,叶型损失先减小后增大,端部二次流损失和叶顶间隙损失都是减小的.     

端壁凹坑位置对跨声速缩放型流道涡轮叶栅流动影响研究

本文采用CFD数值模拟方法研究非光滑端壁对涡轮叶栅的影响.设计端壁凹坑三种方案,通过模拟结果的对比分析,讨论不同位置端壁凹坑对叶栅流道内分离损失的影响.端壁凹坑选取深度为0.2 mm,深宽比为0.25的3排凹坑,该凹坑分别被布置在18％ ～30％,40％ ～52％,65％ ～77％的弦长位置.讨论研究结果发现,相对于原...     

船用增压锅炉烟气涡轮级叶栅三维湍流流动的数值模拟

以某船用增压锅炉涡轮增压机组烟气涡轮级为研究对象,采用三维数值模拟技术和“混合平面”方法传递级间参数,利用标准κ-ε双方程湍流模型和耦合隐式求解器,通过求解三维雷诺平均守恒Navier—Stokes方程,来模拟烟气涡轮级叶栅三维湍流流动。文中给出了烟气涡轮级叶栅出口静压、总压、速度以及总温和静温等各参数的变化规律,对于烟气涡轮叶栅气动优化设计具有一定的参考价值。