燃气涡轮静叶冷却结构设计流程及分析

为了快速设计一套涡轮静叶的冷却结构,采用单元设计法、管网计算、三维导热计算方法对某型涡轮第一级静叶进行内部冷却结构设计。设计结果表明:管网计算设计得到第一级静叶冷却结构的实际冷气量为7.28 g/s,略小于设计最大值7.8 g/s。最大无量纲壁温为0.98,小于设计允许的最大无量纲壁温1;三维温度场计算表明,叶片表面平均无量纲温度0.876,冷却效率为0.530。     

高温涡轮动叶冷却结构方案对比分析研究

采用自主开发的冷却结构设计分析方法,对某型涡轮第一级动叶内部冷却结构进行方案设计。分别以E3和YX两种成熟的航空发动机作为基准机型,重新设计并评估两类拓扑结构的优劣。在管网设计计算中,以E3为母型设计的冷却结构,第一腔流量为5.77g/s,第二腔流量为8.28g/s,叶片最高无量纲温度为0.759,平均无量纲温度为0.655,最大温度出现在叶片前缘约为70%叶高位置,不能满足设计要求;以YX为母型设计的冷却结构,第一腔流量为6.88g/s,第二腔流量为7.12g/s,叶片最高无量纲温度为0.717,平均无量纲温度为0.646,叶片表面温度基本满足设计要求。     

高温涡轮导叶冷却结构方案对比分析研究

为了快速设计一套涡轮静叶的冷却结构,采用单元设计法、管网计算、三维导热计算方法对某型涡轮第一级静叶进行内部冷却结构设计。分别以E~3和SX两种成熟的航空发动机作为基准机型,重新设计并评估两类拓扑结构的优劣。研究结果发现,SX方案冷气量为53.1 g/s,最大无量纲温度为0.756,平均无量纲温度为0.590;E~3方案冷气量为58.9 g/s,最大无量纲温度为0.754,平均无量纲温度为0.627;对比发现以SX为母型的冷却方案所需冷气量少于E~3冷却方案,且由于合理的冷气分配方式,使得SX为母型的冷却结构方案整体温度均较低。     

涡轮导叶冷却结构设计及性能分析

按照涡轮传热分层设计流程,对某型燃气轮机高压涡轮导叶进行了冷却结构设计。利用管网设计方法快速得到符合设计要求的基本冷却结构,采用UG建模与自编程序相结合快速生成实体模型,并选取两种典型冷却方案进行全三维气热耦合计算。计算结果表明：两种冷却方案总冷气量基本相同时,前腔冷气流量更大的方案2满足设计要求,其前腔无量纲流量为0.052 7,后腔无量纲流量为0.049 4,叶片表面无量纲平均温度为0.666 7,无量纲最大温度为0.737 1;增大吸力面“簸箕”形状气膜孔的冷气流量,可以有效降低吸力面中后部高温区域的温度;利用管网设计可以快速搜寻合理的冷却结构方案,该设计方法显著地缩短了设计周期。     

某型燃气轮机高压涡轮动叶冷却结构设计研究

对某型燃气轮机高压涡轮动叶进行气热耦合数值模拟,分析了该叶片的温度场情况。叶片表面最高温度为1 210 K左右,平均冷却效果为0.425。为了解决该叶片前缘温度较高且存在较大的温度梯度,以及顶部叶冠的冷却需要消耗大量冷却空气的问题,对该叶片进行了去掉顶部叶冠、增加前缘气膜的改型设计。通过对改型叶片进行数值模拟,并根据结果进行优化,最终得到一个满足设计要求的冷却结构。优化后的涡轮叶片前缘温度降到1 150 K以下,平均冷却效果达到0.45,满足设计要求。     

双层壁叶片的模型化方法与冷却设计流程研究

提出了一种适用于双层壁叶片的冷却设计流程。沿叶片的叶高和流向抽象提取出简单冷却单元,对其建立一维管网模型并进行多次管网计算,得出各个单元最优的冷却结构方案。将设计好的冷却单元映射回实际叶片中,并对叶片建立一维管网模型,经过多次冷却结构调整与计算迭代,得到叶片初步的冷却结构。对该叶片进行三维气热耦合计算,只需要局部冷却结构微调和少量的CFD计算,就可以得出最终的冷却设计方案。最终设计的叶片CFD计算得到的平均温度为1 049 K,总冷气量为0.288 kg/s,与管网计算结果1 059 K和0.337 kg/s相近。该设计流程方法简便,准确性高,人工工作量和仿真计算量小,优于传统的涡轮冷却设计流程。     

基于逆向工程的涡轮冷却叶片三维建模及数值模拟

针对典型涡轮冷却叶片,利用工业CT扫描、3D激光扫描、相关点云处理软件和三维建模软件,重构三维模型,进行高质量的网格划分,合理设置边界条件,对涡轮一级动叶进行气热耦合数值模拟分析.结果 表明:该一级动叶叶身温度分布均匀,最高温度约935 qC,低于材料可承受的温度,出现在前缘叶顶处,为涡轮叶片冷却结构的优化设计提供参考...     

燃气涡轮无气膜动叶的内流流场和气热耦合计算

为了详细设计涡轮动叶冷却结构,采用内流三维流场计算对内部的流动细节进行设计,并将全三维气热耦合计算作为冷却结构最终方案的详细设计。计算结果表明,当调整第三腔隔板倾斜时,可以有效地控制第三腔流动,降低第三腔位置的高温;由于第二腔根部冷气流动雷诺数较低,导致第二腔温度较高。通过将肋形式由60°平行肋改为60V型肋能够将最大温度降低10K。三维云图以及流线图可以看出,高温区随着结构的改变而改变。     

气冷涡轮级气热耦合非定常频域分析

对某级涡轮进行了三维非定常气热耦合数值模拟,分析了叶片型面压力和温度的非定常波动,对静叶和动叶压力和温度非定常波动幅值较大的位置进行频谱分析。结果表明:静叶产生的尾迹作用在动叶前缘导致冲角增大,对动叶吸力面前部的非定常影响最大;上游尾迹不但直接与冷却气膜孔的流场发生作用,还会影响到冷却气膜孔下游流场;热传导系数的周期性波动主要是由于温度的波动而引起的。     

气冷涡轮级气热耦合非定常数值模拟

采用三维非定常气热耦合模拟的数值方法,对具有冷却结构的单级涡轮进行非定常流动和冷却性能进行研究,通过对非定常流场和固体温度场的分析来探讨冷气对叶片排内流场和固体温度场的影响,指出在非定常状态下,不同的动、静叶相对位置对应不同的气膜出流情况。上游周期性不稳定尾流会造成下游动叶片主流掺入气膜保护层,会造成气膜冷却效率降低。尾迹对叶片前缘的撞击引起瞬间的冲角增大,叶片气动负荷以及温度分布存在一定程度的波动,吸力面前缘受到的干扰更为明显。     

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。     

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。     

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%。     

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。     

尾迹对涡轮动叶气膜冷却影响的三维非定常数值模拟

采用数值计算的方法,对带有前导静叶的旋转涡轮动叶流场和气膜冷却效率进行了三维非定常数值模拟,研究了静叶非定常尾迹对涡轮动叶气膜孔周围流场及冷却效率的影响.结果表明,在不同的动、静叶相位,尾迹的存在改变了涡轮动叶入口来流的周向分布,对射流和主流的掺混流场产生了周期性的影响,使得压力面不同时刻的气膜冷却效率存在一定的波动,...     

Numerical study of film cooled rotor leading edge with tip clearance in 1-1/2 turbine stage

Numerical simulations were performed to predict the film cooling effectiveness and the associated heat transfer coefficient in a 1-1/2 turbine stage. The leading edge of the rotor blade is film cooled with three rows of film cooling holes. The rotor tip leakage has been investigated for a clearance of 0.8% of blade span. Sliding grid is used for the rotor domain, and interface technique is employed to exchange information between stator and rotor domains. Simulations were carried out for both design and off-design conditions to investigate the effects of the stator–rotor interaction on the film cooling characteristics. The commercial code FLUENT with Reynolds stress model is used in the prediction. It is found that the tilted stagnation line on the rotor leading edge moves from the pressure side to the suction side, and the instantaneous coolant streamlines shift from the suction side to the pressure side with the increasing rotating speed. For the fixed inlet/outlet pressure ratio of turbine stage, the high rpm reduces the heat transfer coefficient on the rotor due to the low rotor relative velocity, and increases the “sweet spot” on the rotor tip. These trends are well supported by the experimental results.     

两个柴油机冷却水泵叶轮三元流场计算与对比分析

本文简明阐述采用准正交面法对两个水泵叶轮进行兰元流场计算,对比分析得知双曲率叶片叶轮的三元流场优于双圆弧柱面叶片,其负速度区较小,性能试验效率为77％(后者低于60％)。最后作者指出,三元流场计算可作柴油机离心式冷却水泵叶轮设计中的一个有效工具。     

旋转对复合角度气膜冷却叶片的数值模拟

采用Realizable k-ε紊流模型并结合SIMPLEC算法,对前缘复合角度α=30°、β=45°,α=90°、β=45°的动叶栅在不同旋转状速度下的气膜冷却效率进行计算。分析了不同转速、吹风比、叶片前缘射流角度对气膜冷却效率的影响。计算结果表明:旋转导致冷却射流向叶顶偏移,转速越高气膜冷却效率越低;高转速时叶盆区域有回流涡旋形成;高吹风比使得冷却射流在吸力面的贴壁性变差;比较两种前缘冷气喷射角度的计算结果可以看出,前缘冷却气流喷射角度较小时的气膜冷却效果较好。