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.     

旋转对气冷涡轮内部流场影响的PIV测量

采用PIV测速技术分别对旋转和不旋转两种情况下的气冷涡轮内部流场进行实验测量,研究旋转对气冷涡轮内部流场的影响。同时改变吹风比(M=1.5,2),研究不同射流吹风比对涡轮流场的影响。实验结果表明,冷却孔射流下游附近存在明显的尾迹区域。旋转情况下涡轮内部流场中存在的离心力、哥氏力的作用使射流与主流的掺混流场结构改变。与静止涡轮叶栅流场相比,旋转对叶片压力面侧流场的影响明显大于吸力面。同时,吹风比增大使射流与主流掺混流场区域以及射流尾迹区的范围扩大。     

带有热障涂层的涡轮叶片前缘气热耦合数值研究

采用气热耦合的数值计算方法以及考虑转捩的湍流模型,对采用热障涂层技术的某型气冷涡轮叶片前缘传热进行了数值研究.结果表明,由于热障涂层的高绝热性,热障涂层一方面大幅提高叶片的抗氧化和抗热腐蚀的能力,另一方面配合高效的冷却技术,可以降低金属叶片的工作温度和叶片内的温度梯度.     

气冷涡轮效率定义方法探讨

针对气冷涡轮效率定义方法进行了研究,首先介绍了几种常用的气冷涡轮效率定义,即气动热力学效率和涡轮级效率,并对这几种气冷涡轮效率定义进行了比较分析,最后以某一双级高压涡轮为例,分析了不同气冷涡轮效率定义方法对计算结果的影响。     

燃气涡轮叶片内部冷却结构的设计与实验

通过某型号涡轮气冷叶片的设计与验证,建立了一种简化的气冷叶片流热解耦设计模拟方法,结合对流冷却、冲击冷却的实验结果,通过调整冷气参数,达到控制叶片表面温度的要求.在平面叶栅热风洞中,通过调整尾流板角度,控制叶片表面流动状态,满足叶栅流动的周期性条件,保证了热测量的正确性.完成了气冷叶片的设计、分析与验证的系列工作,为今后研制气冷叶片建立了扎实基础.     

航空发动机涡轮叶片气膜冷却孔设计与制备技术研究进展

随着先进航空发动机对涡轮前燃气温度需求不断提升,涡轮叶片高效冷却设计技术成为亟待解决的瓶颈技术,而气膜孔冷却是涡轮叶片高效冷却设计的核心技术。本文基于航空发动机涡轮叶片采用耐高温复合材料与高效气膜冷却结构相结合的技术发展背景,综述国内外相关研究工作的进展,从涡轮叶片气膜孔的冷却机理、气膜孔的空间几何结构设计技术、气膜孔表面完整性制备技术等方面,深入总结分析涡轮叶片气膜冷却设计与制备技术领域取得的研究成果,重点论述了各国异型气膜冷却孔的设计与制备技术,并提出我国在该技术上存在的差距及未来研究重点。     

旋转状态下燃气涡轮叶片内部冷却的研究进展

在现代高性能燃气涡轮发动机中,随着涡轮前燃气温度的不断提高,旋转涡轮叶片的冷却问题日益受到重视。在众多的冷却技术中,内部冷却具有明显的优势和较强的应用前景。综述了近年来旋转状态下燃气涡轮叶片内部冷却技术的研究成果,总结了光滑壁面旋转对流场和传热的影响、旋转对冲击冷却影响以及旋转扰流式肋片冷却介质通道传热的研究现状,阐述了旋转状态下内部冷却和气膜冷却相互影响的研究情况。最后指出进一步优化内流通道结构,研究旋转对扰流柱通道流动及换热的影响以及在旋转状态下深入探讨内部流动与外部气膜冷却相互影响的机理是今后工作的重点。     

某型高压动叶冷却结构设计

对某燃气涡轮高压动叶的冷却结构进行了参数化设计,应用分块的结构网格构造了涡轮内部复杂的冷却结构,进行网格分区时既保证高质量网格,又避免过多增加网格分区。对涡轮动叶栅流场进行了数值模拟,指出参数建模是气冷涡轮叶片设计方法进行工程化应用的前提条件。气膜冷却和带肋片的蛇形通道结构能够有效提高动叶片的冷却效果,保护叶片正常工作。     

某跨音速气冷涡轮三维气动优化设计研究

为了提高跨音速气冷涡轮的效率,减小涡轮内的二次流损失,基于弯叶片设计方法,编制了弯叶片生成程序,同时借助优化设计方法,对某高压涡轮进行了气动优化设计。优化过程中,在导叶中应用弯叶片技术,同时优化动叶进出口气流角,以适应动静叶间匹配的变化。优化结果显示,在流量及功率变化不大的前提下,级效率较原型提高0.3%。效率提高的主要原因是优化后导叶中横向二次流损失减小。     

涡轮叶栅三维气热耦合数值模拟

本文借助数值模拟技术,通过气动热分析耦合计算研究了某型航空用涡轮第二级静叶在绝热及实心叶片耦合换热情况下的流道温度场分布,并分析了流场结构,特别是对叶片温度场分布结果进行了分析。通过对三维计算结果的分析表明,耦合计算得到的流场温度场分布更符合实际。耦合与非耦合计算的差别主要体现在温度场的不同上,进而导致了马赫数、压力场、波系及临界流量的不同。因此在气冷涡轮设计中使用多场耦合技术进行数值模拟是非常必要的。     

冷却空气对燃气轮机性能影响的计算分析

冷却空气量是影响燃气轮机性能的关键因素,透平冷却技术研究的重点方向是以最少的冷却空气量来达到最好的冷却效果,才能使燃气轮机性能达到先进水平.对市场上具有代表性的某些型号的燃气轮机冷却空气量进行了推算,并对300 MW等级燃气轮机在不同透平初温、不同冷却空气量下的性能进行了计算,对透平初温、冷却空气量对机组循环性能的影响进行了定性分析.     

叶型表面曲率对离散孔气膜冷却性能的影响

由于型面曲率的影响,涡轮叶片前缘和吸力面的冷却气膜易于脱离型面,气膜冷却效果下降。本研究将叶片型线分段拟合,建立了多个单一曲率的曲面模型(R/D=-30、-75、120、∞),研究涡轮叶片表面曲率对于气膜冷却的影响。流动与传热的数值模拟采用Fluent软件,湍流模型选择RNGk-ε模型,模拟方法经平板流动进行的结果验证是可靠的。在不同吹风比(M=0.5、1.2、2.0)条件下,计算比较了不同曲率曲面上气膜单孔下游的壁面传热系数以及局部平均气膜冷却效率。结果表明:涡轮叶片型面曲率对气膜冷却效果的影响与吹风比有关。不同曲率的型线部分,应该设计采用不同的吹风比,气膜冷却效果可能取得最佳。低吹风比M<1时,凹面曲率对气膜换热系数是强化,凸面基本没有作用。高吹风比M>1时,曲率不影响换热能力,冷却效果则取决与气膜相对于型面的流动状态和与主流的掺混能力。     

大型燃气轮机透平第一级静叶表面温度分布的计算方法

利用附加源项法计算叶片外表面换热系数及温度分布,编制叶片内部冷却计算程序及壁面导热程序,应用该程序计算了某大型燃气轮机第一级静叶表面温度分布,对燃气涡轮叶片先进的内外部冷却系统设计方法的消化吸收奠定了基础。     

Advances in effusive cooling techniques of gas turbines

Gas turbine combustion chambers and turbine blades require better cooling techniques to cope with the increase in operating temperatures with each new engine model. Current gas turbine inlet temperatures are approaching 2000 K. Transpiration-cooled components have proved an effective way to achieve high temperatures and erosion resistance for gas turbines operating in aggressive environments, though there is a shortage of durable and proven technical solutions. Effusion cooling, on the other hand, is a relatively simple and more reliable technique offering a continuous coverage of cooling air over the component’s hot surfaces. This paper presents a numerical model suitable to design the geometric features of effusive cooling systems of gas turbine hot components, and to evaluate their thermo-fluid-dynamic characteristics. The model has been developed specifically with the aim to show the potential advantages deriving from the adoption of the new Poroform^® technology. According to this technology the design of the distributions of the diameter and density of holes on the cooled surface allows complete freedom for the thermo-mechanical optimization of the cooled component, with a view to reducing the metal’s working temperature and achieving isothermal conditions for large blade areas.In this paper the diameter, density and spacing of the holes, the adiabatic film efficiency and the coolant air consumption of a first stage gas turbine effusion cooled blade are extensively discussed to highlight the system cooling capacity.The results of two cooling solutions for a first-stage gas turbine blade are presented, i.e. the thermo-fluid-dynamic optimized design and one possible manufacturing-oriented optimized design of the cooled component.     

冷却空气量对涡轮冷却性能影响综述

涡轮冷却技术被广泛应用于航空发动机及燃气轮机涡轮研发中,冷却空气的引气量成为影响整机效率的重要因素之一。本文基于现代燃气轮机及航空发动机涡轮叶片采用外部冷却与内部冷却结合的复合冷却的技术发展背景,综述了国内外在冷却空气量对涡轮叶片冷却性能影响方面的研究进展,分析并总结了冷却空气量对气膜冷却、交错肋冷却以及对综合冷却效率的影响规律,并对未来的研究方向给出了一定的建议。分析表明：对气膜孔形状的探索是未来气膜冷却技术研究的重点;交错肋研究主要处于定性研究阶段,对定量研究方法的探索是目前的发展趋势;对综合冷却效率的研究还处于起步阶段,未来可以从外部冷却和内部冷却之间的相互作用关系方面对综合冷却效率开展进一步的研究。     

Numerical Investigations of the Influence of Unsteady Vane Trailing Edge Shock Wave on Film Cooling Effectiveness of Rotor Blade Leading Edge

Unsteady numerical simulations of a high-load transonic turbine stage have been carried out to study the influences of vane trailing edge outer-extending shockwave on rotor blade leading edge film cooling performance. The turbine stage used in this paper is composed of a vane section and a rotor one which are both near the root section of a transonic high-load turbine stage. The Mach number is 0.94 at vane outlet, and the relative Mach number is above 1.10 at rotor outlet. Various positions and oblique angles of film cooling holes were investigated in this research. Results show that the cooling efficiency on the blade surface of rotor near leading edge is significantly affected by vane trailing edge outer-extending shockwave in some cases. In the cases that film holes are close to leading edge, cooling performance suffers more from the sweeping vane trailing edge outer-extending shockwave. In addition, coolant flow ejected from oblique film holes is harder to separate from the blade surface of rotor, and can cover more blade area even under the effects of sweeping vane trailing edge shockwave. As a result, oblique film holes can provide better film cooling performance than vertical film holes do near the leading edge on turbine blade which is swept by shockwaves.     

冷却对燃气透平的熵增及透平效率影响的研究

运用修正的解析模型计算得到叶片冷却空气需求量和温度分布,并从热力学第二定律角度出发,阐述了动、静叶冷却过程的熵增情况,详细分析了冷却空气在冷却通道内的内部摩擦、导热损失模型以及冷却空气与燃气掺混时的内能和动能损失模型.对不同定义下的燃气轮机透平效率进行了比较、探讨,研究了叶片冷却对透平效率的影响,并对其进行了修正.算例结果表明,冷却导致的一系列不可逆熵增使得透平效率发生了2％ -3％左右的下降.因此,在研究中需对冷却导致的透平效率变化进行修正,使得结果更加准确.     

简单循环燃气轮机系统建模及其变工况性能分析

以PG6541B燃气轮机为研究对象，充分利用已公开的燃气轮机数据，探讨了简单循环燃气轮机设计工况和变工况下建模的方法。用半经验公式，对冷却空气量的分配进行了计算。利用基元叶栅法，计算得到了压气机的通用特性曲线。分析了燃烧室喷水对燃气轮机性能的影响。图7表2参9     

大型燃气轮机透平冷却空气量估算

大型燃气轮机透平冷却空气量一般难以直接获得。本文从燃机总体物质与能量平衡的角度,结合透平一级静叶的冷却模型,给出了一种估算大型燃气轮机冷却空气量的方法,并对GE公司系列燃气轮机和西门子公司V94．3燃气轮机冷却空气量进行了估算。结果表明采用本文的方法估算的燃气轮机透平冷却空气量是合理的。