某氦气涡轮弯叶片设计方法研究

氦气涡轮高负荷、低展弦比的特点,导致端区损失占总损失的比例较高,尤其是动叶端区损失径向发展尺度较大,甚至会 主流流动。为优化某氦气涡轮气动性能和主流流动,采用数值模拟方法对动叶进行 弯曲设计研究,分别对比了正弯、反弯、反J型设计方法,研究结果表明：此氦气涡轮采用反J型设计效果最 佳,反弯 ,正弯最差。50%弯高、20°弯角的反J型设计为最佳设计点,不仅提高了涡轮级效率 ,优化了主 流流动,增强了做功能力,而且有更好的变工况特性,尤在流量为1.5kg ／s的低工况点,效率较原设计提 高2. 3个百分点。 关键词：氦气涡轮;弯叶片;通道涡;叶顶泄漏涡     

叶顶开槽——小翼结构对提升轴流风机性能影响的数值研究

为了有效抑制叶顶泄漏流的发展,降低叶顶泄漏损失,针对两级动叶可调轴流风机提出在吸力面构造叶顶小翼并开设斜槽的新型叶顶改型方案。采用Fluent数值模拟了5种叶顶改型方案对风机性能和流场特征的影响,分析了不同方案下流场、叶顶静压、叶顶泄漏量和动叶区做功能力的变化。结果表明：吸力面小翼可有效降低叶顶损失,小翼上开设顺流向斜槽可进一步提高风机性能,逆流向斜槽会使性能略有降低;顺流向单斜槽为最佳改型方案,在设计流量下全压和效率分别提升166 Pa和0.942%;叶顶间隙处产生额外的涡流,叶顶泄漏流得到抑制,动叶区做功能力得以提升。     

跨音轴流压气机动叶的三维弯掠设计研究

对一单级跨音轴流压气机中的动叶分别进行了前掠和正弯设计的参数研究,并根据研究得到的弯、掠动叶气动性能变化规律对动叶进行了前掠和正弯联合的三维设计,同时对动叶中部截面的叶型进行了二维设计以弥补弯掠动叶中部性能的降低.最终设计的跨音级性能显著提高,级最大效率提高3%,失速裕度提高40%,同时压比有所增加.数值计算结果表明,前掠和正弯叶片都可以使叶顶激波位置移向下游,降低激波强度,减轻叶顶激波与边界层和泄漏涡的作用.弯掠动叶控制激波强度和端壁流动的能力更加突出.     

超声速低反力度压气机动叶激波结构的研究

为研究叶栅通道内的激波结构,以某3级高负荷低反力度压气机首级超声速级动叶为研究对象。采用数值模拟方法考察了不同工况下激波与叶片吸力面分离流动、激波与叶顶泄漏流动之间的相互干扰情况。结果表明:流场中的激波是诱发吸力面边界层分离的一个重要因素。此外,叶顶泄漏流动会在叶顶附近对流道中激波产生影响,导致激波的变形乃至断裂。     

涡轮末级导叶顶部弯曲对气动影响的研究

为了解决1 600℃J级重燃涡轮设计中末级面临的较为严重的气动问题,结合叶片的三维造型技术,通过改变末级导叶径向积叠方式,来改变末级反动度分布,分析叶顶弯曲对叶栅气动性能的影响。研究结果表明,叶片弯曲会改变导叶的出口气流角,从而影响动叶攻角匹配;叶片弯角也会对涡轮级的反动度、马赫数等气动参数产生较大的影响;叶顶正弯30°时,导叶损失最小,与原始设计方案相比能量损失降低17.49%;叶顶正弯20°时,动叶损失最小,相比于原始方案能量损失系数下降2.78%。     

周向弯曲方向对弯掠叶片小流量工况下气动-声学性能的影响

对周向弯曲低压轴流风扇的气动-声学性能进行了数值模拟和试验验证,讨论了不同流量和不同周向弯曲方向对叶栅做功能力、稳定工作范围和叶顶泄漏声源特性的影响规律.结果表明:随着流量减小,周向弯曲使叶栅叶顶区域栅的气流轴向做功能力增强,周向做功能力减弱,叶片负荷减小,周向后弯的效果最明显;周向前弯曲改善了端壁附近的流动状况,是拓宽叶轮的稳定工作范围的重要因素;周向弯曲可增加叶顶泄漏涡的稳定性,减弱叶顶泄漏涡区的Powell声源强度,周向前弯效果最好.叶顶泄漏声源特性随流量变化的规律与宏观声学表现一致.     

汽轮机叶片正弯对叶顶间隙泄漏流动影响的数值模拟

以某汽轮机高压级动叶为研究对象,采用κ-ε湍流模型,应用SIMPLEC算法对在相同叶顶间隙高度下的常规扭叶片和正弯扭叶片的叶顶间隙流动进行了数值模拟。研究结果表明:与常规扭叶片相比,叶片正弯提高了汽流在叶顶区的最低压力值,减小了叶顶压力边与吸力边的横向压力梯度;汽流在正弯扭叶片吸力面附近形成的泄漏涡的影响范围和对通道主流的扰动弱于在常规扭叶片内形成的影响;正弯扭叶片使汽流在吸力面和压力面上形成了叶顶部正径向压力梯度、叶根部负径向压力梯度的"C"型压力分布,同时降低了叶片上端部附近的总压损失。叶片正弯既降低了叶顶泄漏损失,又降低了叶栅通道内的掺混损失。     

动叶正弯对压气机性能影响的数值研究

对某多级高亚音轴流压气机的第七级动叶叶片进行了正弯设计的参数研究,得到了适用于所研究压气机的弯动叶气动性能变化规律,数值研究结果表明:对于正弯叶片,弯角和弯高存在一个最佳数值.动叶正弯改善了压气机级的气动性能,提高了整级的效率和压比.     

高负荷跨音压气机弯叶片的气动性能研究

通过商用计算流体软件对采用不同叶片弯曲形式设计的跨音压气机动叶进行了数值模拟,分析了叶片弯曲形式和弯曲角度对压气机效率的影响。详细讨论了在设计点弯设计对跨音压气机性能的影响,包括流动结构、负荷径向分布以及效率等。结果表明20°正弯设计将动叶设计点效率提高了0.42个百分点,正弯设计可以改善负荷的径向分布并抑制端壁角隅失速。     

周向弯曲方向对NACA65翼型轴流叶轮叶顶间隙流动影响

本研究采用三维气动设计方法设计了具有NACA65-810翼型的直叶轮、周向前弯和周向后弯叶轮,并采用计算流体力学软件模拟其气动性能,分析了压力峰值工况和设计工况下3个叶轮叶顶泄漏流和泄漏涡的空间发展和叶顶间隙部分静压损失以及熵分布。结果表明:直叶轮引入周向前弯后,叶顶泄漏流的卷吸能力降低,泄漏涡起源位置向远离叶片前缘的方向迁移,泄漏涡涡心径向高度得到了保持,降低了叶顶泄漏涡与主流的干涉作用;引入周向后弯后,泄漏流的卷吸能力增强,泄漏涡的起源位置向靠近叶片前缘的方向迁移,远离叶片前缘的涡心径向高度显著降低,涡核下游弥散范围扩大,增强了叶顶泄漏流与主流的干涉作用,不利于降低叶顶泄漏损失。     

多级轴流压气机模化设计中尺寸缩放对气动性能影响的数值研究

为了研究几何尺寸模化缩放及叶尖间隙对多级轴流压气机气动性能及内部流动的影响,采用Numeca程序对17级轴流压气机开展了数值计算。结果表明：在80%及100%等高转速条件下压气机效率随着模化比例增大而增大,而在50%转速下模化缩放对压气机效率的影响较小。相对于原型压气机,模化放大时,压气机前8级单级压比均有所降低,而后8级压比均提高;模化缩小时,压气机的变化规律则相反。随着压气机几何尺寸的增大,静叶叶根和叶尖区域的总压恢复系数显著提高。同时,叶片叶尖泄漏流区域的熵增减少,从而使各级效率均有所提升。缩放模化中,随着叶尖间隙的增大,泄漏流增多,恶化了动叶叶尖附近的流动分离,降低了动叶后50%弦长区域的相对马赫数,同时扩大了静叶上端壁的流动分离,使压气机效率降低。     

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。     

多级轴流压气机吸雨性能变化的数值研究

为了研究吸雨对轴流压气机性能和稳定性的影响,以某型三级轴流压气机为研究对象,利用CFD软件针对不同吸雨量及雨滴颗粒直径进行了两相流数值模拟。研究结果发现：雨水的吸入会不同程度地降低压气机的总压比、总温比及效率等性能参数,在相同吸雨量的情况下雨滴颗粒的直径变化对压气机性能影响较小,而性能的恶化程度会随着吸雨量的增大而大幅度增大;雨水的吸入会影响压气机的气动参数,影响各级间的性能匹配,雨水的吸入会不同程度上改变各级的进口气流角,对后两级的影响较大;雨水吸入使动叶叶根处的反动度变小,叶顶处的反动度变大,从而改变各级间动静叶的负荷分配,降低压气机的效率。     

近零冲角下环型压气机叶栅的弯曲叶片表面静压的研究

在环型扩压叶栅实验风洞上对近零冲角进口流场畸变下的常规直叶栅、正倾斜叶栅、正弯曲叶栅、S型叶栅进行了叶片表面静压测量，分析了不同的弯曲叶片对表面静压分布的影响。结果表明正弯曲叶片、正倾斜叶片和S型叶片可以提高根部静压．减小了低能流体在轮毂区的堆积，流场结构大为改善，轮毂区的气流分离和堵塞减轻，提高了扩压能力，降低轮毂区的端壁损失。     

Effects of axial non-uniform tip clearances on aerodynamic performance of a transonic axial compressor

This paper presents a numerical investigation of effects of axial non-uniform tip clearances on the aerodynamic performance of a transonic axial compressor rotor （NASA Rotor 37）. The three-dimensional steady flow field within the rotor passage was simulated with the datum tip clearance of 0.356 mm at the design wheel speed of 17188.7 rpm. The simulation results are well consistent with the measurement results, which verified the numeri- cal method. Then the three-dimensional steady flow field within the rotor passage was simulated respectively with different axial non-uniform tip clearances. The calculation results showed that optimal axial non-uniform tip clearances could improve the compressor performance, while the efficiency and the pressure ratio of the com- pressor were increased. The flow mechanism is that the axial non-uniform tip clearance can weaken the tip leak- age vortex, blow down low-energy fluids in boundary layers and reduce both flow blockage and tip loss.     

单级轴流氦气压气机空气模拟气动性能数值分析

HTGR-10模块式高温气冷堆作为第四代反应堆型具有系统简单、安全可靠和经济性能优越等特点。而氦气循环透平发电机组的氦气压缩机性能,将成为发电是否高效的决定因素之一。本文利用Numeca数值模拟软件对一亚音速轴流氦气压气机试验机进行了气动性能及准数关系研究,分析了气流在叶栅中的流动机理,探讨了等雷诺数下相似准数对压气机叶片性能的影响。结果表明:采用空气工质模拟氦气压缩,在马赫数小于0.4工况下对压气机的通流流动影响很小,基本可以忽略;采用大于0.5的反动度,增加正预旋可以使效率维持较高的水平;在马赫数较小的情况下,绝热指数k不会对相似模拟产生大的影响。     

间隙变化对轴流压气机转子近失速工况叶顶流场的影响研究

为研究间隙变化对轴流压气机转子近失速工况下叶顶流场结构的影响,以轴流压气机转子Rotor37为研究对象,对其叶顶流场进行定常和非定常的数值模拟。计算结果表明：随着叶顶间隙的减小,压气机的总压比和等熵效率均有所提高,稳定运行范围扩大;2倍设计间隙下,叶尖泄漏涡经激波作用后发生膨胀破碎,堵塞来流通道,诱发压气机堵塞失速;0.5倍设计间隙下,吸力面流动分离加剧,发生回流,部分回流与来流在压力面前缘上游发生干涉,进口堵塞加剧,致使部分来流从前缘溢出,导致压气机叶尖失速;不同间隙下压气机失速过程的主导因素不同,大间隙下失速由叶尖泄漏涡破碎的非定常波动引起,小间隙下失速主要由流动分离引发的周期性前缘溢流所主导。     

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.     

某型舰用汽轮机末级_次末级叶片弯扭改型设计

应用S2流面正问题计算程序、S1流面计算程序和全三元Euler方程计算程序对某型舰用汽轮机低压末级、次末级静叶进行了弯扭改型设计,分析了舰用汽轮机变工况时叶栅流场的特点和采用弯扭叶片后机组性能的变化。结果表明：在低工况运行时,弯扭叶片抑帛了根部反动度随负荷降低而加速下降的趋势和顶部反动度随负荷降低而增大的趋势,提高了叶栅低工况运行时的抗分离能力,同时顶部漏泄损失也有所减小。