弯叶片降低损失机理的实验研究

通过三类低展弦比涡轮叶栅气参数的详细测量与壁面（包括上、下端壁与叶片表面）流动显示,研究了叶片弯曲降低能量损失的机理。实验结果表明：在不叶栅几何参数下,叶片弯曲形式的选择取决于叶栅内涡量场与长量场的适量匹配。     

具有叶顶间隙叶栅的拓扑与旋涡结构及其对损失的影响

详细测量了叶栅前、后和栅内诸横截面以及间隙中分面上的气流参数,对壁面（包括叶片表面和上、下端壁壁面）流场进行了墨迹显示。应用拓扑学原理分析了测量与显示结果,得出常规直叶栅和正、反弯叶栅壁面流场的拓扑结构及相应叶栅内流场的旋涡结构。通过这３种叶栅分析结果的对比,揭示了正弯叶片降低漏气损失的机理。     

采用倾斜叶片减小环形叶栅及其下游流损失的实验研究

本文通过小径高比透平环形静叶栅的吹风实验证明:在内、外壁为圆柱面的叶栅中,采用正倾斜叶片,既能将流道根部附面层“吸入”主流区,消除径向二次流,显著降低叶栅内的能量损失,又能控制下游流的分离,减小掺混损失,明显改善下游流的流动特性。     

弯曲叶片涡轮叶栅二次流损失计算经验模型

根据倾斜、复合弯曲平面叶栅的实验数据的分析,提出了一个适用于弯扭气动成型设计的涡轮叶栅的二次流损失计算模型,此模型反映了叶片倾角、展弦比、叶栅稠度等诸因素对二次流损失大小以及分布规律的影响。用此模型预估了直、弯两种叶片形式下的一小展弦比燃气涡轮导向器的损失值,模型计算值同试验测试结果吻合得很好。     

低转折角叶片弯曲作用的实验研究

在低速平面叶栅风洞上,对具有不同正弯曲角叶片的透平矩形静叶栅进行了吹风实验.叶栅展弦比h/b=0.68,叶片转折角θ=71°.分析了叶片正弯曲对叶栅气动特性的改善作用及减小端部损失的机理.讨论了冲角、叶片弯曲角和出口条件对叶片正弯曲作用的影响.图9参7     

具有后部加载叶型的环形静叶栅的旋涡结构

为了详细研究具有后部加载叶型的环形静叶栅的流场结构，在环形叶栅低速风洞上对具有后部加载叶型的环形弯曲叶片静叶栅上、下端壁以及叶片型面进行了墨迹显示实验，同时应用拓扑学原理分析了叶栅的壁面流谱，并据此分析提出了本实验叶栅的二次流动的拓扑示意图。     

弯曲叶片匹配特性研究

采用弯曲叶片是汽轮机、燃气轮机降低损失,提高效率的有效手段.对某型燃气轮机涡轮直叶片进行了改型,给出了多种弯曲角度的叶型,并运用CFD软件进行了数值模拟,探讨了叶片弯曲后级性能发生的变化.根据不同模型的性能差异,提出了静叶、动叶弯曲的匹配问题,分析了密流、气流角、马赫数沿叶高的分布,得到了合理的弯曲匹配叶型.     

叶片弯曲对跨音速涡轮叶栅流场的影响

对均匀加载叶型所构成的直叶栅及不同弯角所构成的弯叶栅流场进行了数值模拟。研究了弯叶片作用下型面压力分布、马赫数等值线及叶片表面压力分布的改变,同时考察了叶片弯曲对马蹄涡及通道涡生成位置的影响。叶片正变后有助于减少端壁处的横向压力梯度,削弱端壁二次流动;另外叶片正弯后会使马蹄涡起始分离点位置向流道中间偏移,促使通道涡提早发生。本文所选用的差分格式为具有ＴＶＤ性质的三阶精度的Ｇｏｄｕｎｏｖ格式,湍流模型为修正后的Ｂ－Ｌ代数模型。     

矩形叶栅中叶片倾斜对二次流损失的影响

本文采用五孔束状测针和分布在叶栅上、下端壁及叶片表面的测压孔,对叶栅出口流场和上述表面上的静压分布进行了详细测量。实验结果证明:叶片的倾斜显著地改变了叶片表面尤其是吸力面上的静压分布,因而引起了叶栅中二次流损失的重新分布。     

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。     

Flow Visualization and Topological Analysis of a Turbine Rotor Cascade with Tip Clearance

INTRoDUCTIoNRecentlysignificantattentionhasbeengiventothefinestructurewithintheflowfieldofturbomachinery.Ingeneral,thestudyofthisproblemcontainstwoas-pects.Thefirstistovisualizethesolidsurfaceflowandtopologicallyanalyzethesingularpointstoinves-tigatetheirnumbers,typesandlocationsandtheskinfrictionlinepatternsintheflowfie1dnearesttothewall.Thisaspectaimsatobtainingacertainamountofwallflowinformation.Thesecondaspect,ontheotherhand,carriesoutdetailedflowfieldmeasure-mentsandvisualizationstoac…     

间隙尺寸对涡轮叶栅气动性能影响的实验研究

测量了较大间隙(τ=0．036)下常规直叶栅中分面和上下游及栅内的气动参数,并与黄洪雁博士测量的较小间隙(τ=0．023)下相同叶栅的试验数据进行了详细比较,讨论了间隙尺寸变化对间隙流动和整体叶栅气动特性的影响。     

叶栅进口冲角对叶顶喷气效果影响的试验研究

叶顶喷气方案已经被认为是较好的控制涡轮动叶叶顶间隙流动的方法之一.燃气轮机经常运行在非设计工况下,因此对叶顶喷气在不同进口冲角工况下的控制效果进行了试验研究,共进行了五个不同的进口冲角,分别是-15°、-8.5°、0°(设计工况)、8.5°及12°下的喷气效果的分析.试验结果显示,在这五个不同的进口冲角工况下,叶顶喷气...     

Effect of winglet geometry arrangement and incidence on tip clearance control in a compressor cascade

An experimental study is conducted to investigate the influences of blade tip winglet on the flow field of a compressor cascade. The tests are performed in a low speed linear cascade with stationary endwall, with three blade tip configurations, including the baseline tip, the suction-side winglet tip and the pressure-side winglet tip. The flowfield downstream of the cascade is measured using five-hole probe, from which the three-dimensional velocity field, vorticity field and pressure field are obtained. Static pressure measurements are made on the endwall above the blade row using pressure taps embedded in the plywood endwall. All measurements are made at both design and off-design conditions for tip clearance level of about 2 percent of the blade chord. The results revealed the incidence variation significantly affects the secondary flow and the associated loss field downstream of the cascade, where the tip leakage vortex and passage vortex exist as the major contributors on the field. The winglet geometry arrangements can change the trajectory of the tip leakage vortex. The suction-side winglet tip blade provides a lower overall total pressure loss coefficient when compared to the baseline tip blade and pressure-side winglet tip blade at all incidence angles.     

汽轮机动叶顶部间隙泄漏流动特性的数值模拟

以一个小展弦比轴流透平级为研究对象,采用数值方法对不同动叶顶部间隙情况下的间隙泄漏流动进行了分析,研究了间隙流和间隙涡的形成、发展及其对透平级性能的影响.以三维流线和极限流线为手段,分析了6种间隙尺寸下动叶顶部的泄漏流和泄漏涡造成的损失及其与主流掺混的过程.结果表明:动叶顶部间隙两侧压力面和吸力面之间的压力差使汽流从压力面被吸入间隙,跨过叶顶,进入相邻叶栅通道的吸力面,导致泄漏流动;与无间隙的情况相比,叶顶间隙的存在使上端壁处的流场发生明显变化,引起损失迅速增长;随着间隙的增大,泄漏涡的产生位置提前,强度增大,从而导致更大的流动损失.     

Experimental Investigation of Aerodynamic Performance due to Blade Tip Clearance in a Gas Turbine Rotor Cascade

This study examines how the complex flow structure within a gas turbine rotor affects aerodynamic loss. An unshrouded linear turbine cascade was built, and velocity and pressure fields were measured using a 5-hole probe. In order to elucidate the effect of tip clearance, the overall aerodynamic loss was evaluated by varying the tip clearance and examining the total pressure field for each case. The tip clearance was varied from 0% to 4.2% of blade span and the chord length based Reynolds number was fixed at 2×10⁵. For the case without tip clearance, a wake downstream of the blade trailing edge is observed, along with hub and tip passage vortices. These flow structures result in profile loss at the center of the blade span, and passage vortex related losses towards the hub and tip. As the tip clearance increases, a tip leakage vortex is formed, and it becomes stronger and eventually alters the tip passage vortex. Because of the interference of the secondary tip leakage flow with the main flow, the streamwise velocity decreases while the total pressure loss increases significantly by tenfold in the last 30% blade span region towards the tip for the 4.2% tip clearance case. It was additionally observed that the overall aerodynamic loss increases linearly with tip clearance.     

超微涡轮动叶栅叶顶间隙对流场影响的数值模拟

通过数值求解基于雷诺时均的三维定常粘性N-S方程,结合RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数,对一种超微型向心涡轮动叶栅内的流动情况进行了数值模拟。揭示了具有极低展弦比动叶栅叶顶间隙对流场参数分布和气动损失的影响,为超微涡轮的设计和改进提供了理论依据。模拟结果表明,叶顶间隙的大小对通道内马赫数分布有重要影响,其中顶部间隙射流所引发的泄漏涡与主流的掺混是主流马赫数降低的重要原因;叶顶间隙的存在使得总压损失系数均匀化,即近壁区和主流区的总压损失都较高;动叶栅在叶展方向上的载荷分布均匀,弦向载荷主要由接近尾缘的弧段承担;模拟中还解析出三维的尾迹涡,这主要是动叶栅尾缘过厚所导致,应进行叶型改进。     

考虑叶顶泄漏的透平级非定常气动性能研究

针对存在动叶顶部间隙泄漏流的一级半透平级非定常流场,应用全三维黏性非定常数值模拟方法详细研究了动叶顶部间隙泄漏流气动特性,旨在揭示泄漏流与下游静叶栅的非定常干涉作用.结果表明：动叶顶部间隙泄漏流引发第二列静叶前缘85%叶展位置处静压波动;受相邻叶排间势干涉作用,第二列静叶50%叶展位置处的静压波动集中于流道中部;在第二列静叶出口截面,动叶顶部泄漏流引发的泄漏涡,其强度及空间分布并未随时间发生明显变化;汽封内的泄漏流静压随时间周期性波动,压力值的更新首先出现于下游并朝向上游流发展.     

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。