高负荷燃气涡轮静叶冷却系统的研究和设计

据《Тяжелоемащиностроение》2010年9月号报道,俄罗斯中央航空发动机研究所(ЦИАМ)的专家对高负荷燃气涡轮静叶冷却系统的设计及其优化进行了深入的研究,提出了相应的设计方法。该方法出于长远规划的考虑,设计出了可同时用于航空发动机和燃气轮机的通用燃气发生器第一级静叶。     

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。     

低压涡轮低雷诺数条件下气动性能分析

对某型航空发动机低压涡轮末级进行了数值计算,对比分析了不同雷诺数条件下该级涡轮的气动性能。通过计算分析低雷诺数条件对压力场和损失系数的影响,可以看出,与高雷诺数条件相比,在低雷诺数条件下,低压涡轮效率明显降低,损失增大,扩压段增加,横向压力梯度增加,附面层增厚。雷诺数的降低,导致黏性力增加,在静叶片吸力面出现分离区,而且随着雷诺数的降低,分离区加大。     

基于特性方程的燃气涡轮的建模与性能仿真

基于特性方程建立了一种能够达到设计精度要求的快速简单的涡轮数学模型，用Modelica语言和Dymola编译器实现了涡轮的建模和性能仿真。通过一个发动机系统级模型的仿真实验，验证了涡轮模型的有效性。结果表明；采用建立的性能仿真数学模型能够模拟涡轮性能，并能够实现非设计转速小流量工况下的性能仿真；建立的涡轮级模块具有典型性、独立性、通用性和可连接性，能够满足快速搭建航空动力系统的系统级动态模型的需要。图6参6     

车用增压器涡轮内部脉动流场仿真研究

为了解车用增压器涡轮在脉冲进气条件下的性能,改善涡轮与发动机的匹配,采用数值模拟方法研究了径流有叶涡轮内部脉动流场。针对涡轮瞬时效率的计算,特别采用了相位平移方法。研究结果表明:由于涡轮级进口脉动气流的影响,涡轮流量和效率变化相对于压比均出现了滞后现象;脉动周期内转子进口攻角变化对叶轮内部速度场起主要影响作用;转子功率变化规律与涡轮级进口压力变化一致;适当提高涡轮设计流量能够增加涡轮有效利用发动机废气能量的能力。     

带有超高负荷高压级的1+1/2对转涡轮低压涡轮的设计与分析

开展了带有超高负荷高压级的1 +1/2对转涡轮低压级设计与研究.首先对该超高负荷涡轮进行特性分析,提出了1 +1/2对转涡轮低压涡轮的设计目标,并进行了低压涡轮的详细设计与分析.研究结果表明,所设计的1+ 1/2对转涡轮低压级基本达到设计要求;1+1/2对转涡轮出口背压的变化,对低压级流场产生直接显著的影响,但对高压级流场的影响较弱.     

考虑冷气掺混和采用复合倾斜叶栅的航空燃气涡轮准三维气动设计

采用准三维的计算方法,对一台两级航空燃气涡轮的低压导叶进行了改造设计,采用复合倾斜叶片以提高涡轮效率。对叶片倾斜和冷气掺混所引起的问题进行了处理和分析。     

空心涡轮增压器对配机性能影响

<正> 涡轮增压器减小转子质量可使转子转动惯量减小。这不仅可改善发动机加速性能,而且对配套发动机的性能也将产生良好影响。黎明增压器厂在配机试验实践中,曾进行空心涡轮同一般实心涡轮转子增压器的对比试验研究,并取得良好效果。 1 减质部位与减质量在转子气动几何尺寸不变的情况下减少转     

变几何涡轮对涡轮气动性能的影响研究

针对自由涡轮导向器叶片可调的多级轴流涡轮进行气动性能研究。结果表明:通过改变自由涡轮导向器叶片角度可以调节多级涡轮的流量、效率、膨胀比分配和功率分配,自由涡轮导向器叶片角度变化对涡轮流场和各级静叶损失产生明显的影响。     

考虑冷气掺混和采用复合倾斜叶栅的航空燃气涡轮准三气动设计

采用准三维的计算方法,对一台两级航空燃气涡轮的低压导叶进行了改造设计,采用复合倾斜叶片以提高涡轮效率,对叶片倾斜和冷气掺混所引起的问题进行了处理和分析。     

SC12E发电机组用两级涡轮增压柴油机方案研究

针对发电机组用柴油机,使用AVL BOOST性能模拟软件建立两级涡轮增压发动机模型,计算将最大功率从367 k W提高至440 k W时发动机的性能及增压器工作状况。主要介绍了高、低压级增压器的匹配,并分析高、低压级增压器的相关压力、温度、转速等参数随发动机负荷的变化,同时优化压缩比、级间中冷器,为实际采用两级增压系统提供理论依据及参考数据。     

动力涡轮动叶预扭对涡轮部件气动影响研究

在航空发动机的低压涡轮,特别是涡轴与涡桨发动机的动力涡轮中,工作叶片通常为带冠预扭叶片。叶片预扭的引入必然会对涡轮部件的气动性能和流动情况造成影响。本文以某发动机的整个涡轮部件为研究对象,通过数值模拟的方法,对地面起飞和最大巡航两种发动机工作状态下,动力涡轮两级动叶预扭对涡轮部件的气动性能和流动情况造成的影响进行了研究。研究发现:动力涡轮动叶预扭对涡轮部件中的低压涡轮、动力涡轮的性能和流动情况有明显影响,且两级动叶分别预扭造成的气动影响可以叠加;由于地面和空中两种状态下动力涡轮的工作状态不同,故预扭对动力涡轮气动损失的影响规律不同。     

航空发动机涡轮流场仿真与涡轮功计算

针对航空发动机涡轮功热力分析法的不足，将计算机流场仿真与力学分析相结合，推导出了单位时间内燃气对涡轮做功的计算公式，并进行了仿真计算。结果表明，该公式不仅与燃气流场参数有关，还与涡轮转速、几何结构等有关，更适合于涡轮特性分析与结构设计。     

民用航空发动机气冷涡轮技术发展研究

本文简述了民用航空发动机的发展历程,低成本、高寿命涡轮是航空发动机的核心组件.指出提升涡轮进口温度是提高涡轮性能的有效措施,而采用气体冷却技术可以降低涡轮损耗,并进一步分析了气体冷却技术的种类和作用,为我国民用航空发动机气冷涡轮的研究和发展提供参考.     

间冷循环燃气轮机低压工作线及影响因素分析

为详细掌握间冷循环燃气轮机的工作特性及实际运行过程中低压工作线的变动,考虑空气系统引 气、压气机出口漏气对流量连续的影响,引人压气机与涡轮及相邻涡轮间的流量比例系数,理论推导间冷循 环燃气轮机低压工作线方程,得到影响低压工作线的典型因素。开展间冷循环燃气轮机低压工作线在典型 影响因素下的变动机理分析,不同于高压工作线变动分析采用等换算转速条件,低压工作线变动分析采用等 高压转子增压比条件更为合理。依据间冷循环燃气轮机长期运行后典型影响因素的变化,获得间冷循环燃 气轮机低压工作线的具体变动结果,即高压压气机效率降低、高压涡轮效率降低、高压涡轮导向器面积增加、 间冷器性能衰减及二次水温度升高等会导致低压工作线升高,低压压气机效率降低、低压涡轮效率降低、低 压涡轮导向器面积增加、低压出口漏气量增加及大气温度增加等会导致低压工作线降低。     

某燃气轮机低压涡轮叶片断裂故障分析

低压涡轮叶片作为燃气轮机内流道的热端部件,长时间受到气流冲击,受离心载荷、气动载荷和热载荷的综合影响,对叶片强度要求较高.某燃气轮机由退役航空发动机改制而成,通过电站长试考核考验燃气轮机寿命,在考核期间发生低压涡轮叶片断裂故障.针对故障进行分析、试验及计算,确定叶片断裂的主要原因是叶片共振引发高周疲劳,采取措施是燃气轮...     

FT4000航改型燃气轮机

据《Gas Turbine World》2011年11-12月号报道,基于Pratt的PW4000级航空涡轮风扇发动机,Pratt&Whitney公司正在研制下一代FT4000航改型燃气轮机。在超过850台航空发动机上,PW4000级涡扇发动机已累计运行2 600万飞行小时。     

基于Dymola/Mbdelica的航空燃气涡轮访真研究

设计开发新的航空发动机是一项复杂耗时的工程．而计算机仿真是一种有效的解决办法，因此开发比较通用的仿真模型已成为一种发展趋势。本文利用模块化建模的方法．把航空燃气涡轮分为流动模块和容积模块两部分．并采用新型仿真软件Dymola／Modelica编制了相关仿真程序库。该模型库具有层次化的结构，以及可扩展、标准化的特点。以涡轮为例建立了可扩展的航空燃气涡轮程序库，并利用该程序库与其它模型库结合．搭建了一个带开关磁阻电机的混合排气航空发动机模型，得到了合理的仿真结果．验证了该方法的可行性及推广应用价值。     

可调二级增压系统涡轮级热力学分析

针对重型车用、带有调节阀的可调二级增压系统的涡轮级进行了热力学分析,推导了涡轮级绝热效率的计算公式,给出了高、低压涡轮流量和膨胀比的计算方法.计算结果显示,当高压级涡轮进口压力和温度保持不变的时候,随着调节阀逐渐关闭,高压级涡轮的流量和膨胀比均逐渐上升,低压级涡轮的流量和膨胀比均逐渐下降.涡轮级绝热效率在调节阀开度为60°时最低,在调节阀完全关闭时最高.     

气冷涡轮转子变叶尖间距性能试验及数值研究

为量化评估工程应用的气冷低压涡轮带冠转子叶片的叶尖间距大小对涡轮气动性能的影响,综合现有涡轮部件试验能力,以单级轴流低压涡轮性能试验件为基础,通过控制圆度的机加方式磨削转子外环内壁以实现叶尖间距的变化,采用控制冷气流量比的方法,开展5次不同叶尖间距大小的涡轮级性能试验,得到多工况下涡轮效率、换算流量和换算功率等特性参数。采用加载冷气及考虑转子叶冠结构的数值模型进行三维仿真计算,并与试验结果对比分析。研究表明：叶尖间距由0.6 mm增加至3.2 mm,低压涡轮流通能力增大1%,叶冠泄漏量增多3.4%,但做功能力下降2.3%。涡轮效率变化与叶尖间距大小近似呈线性关系,叶尖间距每增加1 mm,效率约降低0.7%,同时,叶尖间距的增加导致了叶冠腔的旋涡结构、气流掺混及主流入侵强度逐渐增大,引起动叶总压损失的增大,叶尖间距增加至3.2 mm导致叶间位置总压损失由0.88增至2.3。