微型燃气轮机涡轮背盘冲击冷却特性研究

受可靠性和成本制约,微型燃气轮机冷却技术的发展和应用一直较为缓慢,已成为其进一步提升热效率的主要瓶颈。针对此问题,提出了一种简单可靠的径流涡轮新型冷却技术-背盘冲击冷却,使用气热耦合的方法对该冷却技术的冷却特性进行了仿真研究。结果表明:背盘冲击冷却可以大幅降低径流涡轮背盘的温度。当冷却气体流量为主流的2%时,冷却流体温度从473.0降到323.0 K,背盘平均温度降低了143.0～202.0 K;当冷却温度为323.0 K时,冷却气体消耗量从主流质量流量的1%增加到4%时,背盘平均温度降低150.0～252.0 K。冷却流体流入主流后会对其产生一定的影响,每增加1%的冷却流量,涡轮机效率下降约1%。     

射流孔分布对径流涡轮背盘冷效均匀性的改善

由于可靠性和成本限制,微型燃气轮机涡轮冷却问题尚未形成成熟的解决方案。本文提出了一种简单、高可靠性的径流涡轮背盘冲击冷却技术,并针对由于涡壳几何周向不均匀导致的涡轮背盘冷效不均匀的问题,采用射流孔周向非均匀布置措施对其进行了改善。研究结果表明,在涡舌附近加密射流孔,使其附近对应的冷效极大和极小值均明显提升,冷效均匀性最高改善17.9%。不同非均布射流孔方案对涡轮背盘平均冷效及涡轮整机膨胀比的影响可忽略,对涡轮整机的效率影响不超过0.5%。     

燃气轮机轮盘预旋冲击冷却特性研究

为提高冷却空气对涡轮轮盘的冷却效果,以某型燃气轮机低压涡轮为研究对象,提出了一种带有预旋冲击的轮盘冷却结构。当冷却空气流过该结构时,冷却空气的流动方向发生改变,提高了轮盘的换热效果,降低轮盘温度进而提高了轮盘强度储备。使用CFX有限元计算软件,对该冷却结构和轮盘进行了气-热-固耦合计算,结果表明:带有预旋冲击的冷却结构比非预旋冲击的冷却结构具有更高效的冷却效率;轮盘在预旋冲击冷却作用下,轮盘换热表面温度降低显著;当冷却空气进口温度降低60 K时,轮盘换热表面温度降低37 K;冷却空气进口压力增加0.39 MPa时,轮盘换热表面温度降低10 K。     

NASA C3X叶片前缘气膜冷却的数值模拟

对NASA C3X叶片前缘部分建立了合理简化模型,在此基础上数值研究了流动参数和气膜孔斜角角度对前缘气膜绝热冷却效率的影响。结果表明:①在吹风比为0. 5～2. 5,不同吹风比下,以小吹风比的冷却效率较高,吹风比为0. 75时效率最高;主流雷诺数为100 000和200 000时,大雷诺数比小雷诺数下的冷却效率高;主、射流温度比不同时,冷却效率随温度比增大而增大;主流湍流度对冷却效率影响较小。②取射流孔斜角分别为30°、45°和60°,随着射流角度增加冷却效率降低。     

涡轮冷却空气增压装置的数值研究

为研究预旋喷嘴与旋转涡轮盘之间的匹配关系,对涡轮冷却空气增压装置进行研究,分析了冷气预旋对冷却性能的影响。得出以下结论:采用预旋喷嘴后,能够有效降低冷气的出口静温,改善冷气的冷却能力;随着冷气预旋角度的增大,预旋域的冷气出口温度不断降低,预旋角度超出65°后,冷气温度略微升高,但仍低于未预旋方案的冷气出口温度;预旋会使得旋转域的流阻损失增大,但能够降低静止域二次流,从而减小静止域流阻损失,减小的静止域流阻损失是降低预旋冷气出口温度的因素之一。     

水汽比对涡轮预旋供气系统温降影响的数值分析

为了揭示喷水冷却所引起湿空气环境对涡轮供气系统温度的影响,基于欧拉-拉格朗日多相流颗粒追踪方法,在预旋供气系统进口总压150 kPa和总温450 K条件下,开展湿空气对预旋供气系统温降的影响程度评估,分析预旋供气系统内旋转比和预旋喷嘴流量系数的变化规律,揭示预旋供气系统温降的影响规律。结果表明：在水汽比由0增加到0.3时,水汽比变化对预旋喷嘴内流动和温度变化影响显著,预旋喷嘴的气流旋转比由1.36增加到1.43,而其压比由1.523降低到1.482、流量系数由0.97降低到0.90,从而使预旋喷嘴温降由25.79 K减小到22.28 K;预旋供气系统温降由12.07 K降低到11.03 K。含湿条件会增加系统内流动阻力,限制了预旋供气系统降温能力,在涡轮叶片供气温度需求不变时,含湿条件将需要更高的供气压力。     

气膜孔布置对旋流双层壁结构流动传热特性影响研究

为了研究气膜孔复合角和孔排布方式对冲击诱导旋流气膜双层壁冷却流动与耦合传热的影响,采用流固耦合的数值计算方法,对不同吹风比下4种气膜孔复合角的综合冷却效率和射流流动结构进行了详细研究,同时研究了两种气膜孔排布方式对旋流双层壁结构流动和传热的影响,揭示了4种气膜孔复合角θ下射流空间旋涡的形成、发展和演化过程,并对比分析了不同吹风比下4种气膜孔复合角对面积平均综合冷却效率和总压损失系数的影响。结果表明：气膜孔排布方式不同时,气膜孔复合角对综合冷却效率的影响相差较大。吹风比为1.0时,单旋流交错排布方式下增大气膜孔复合角可以有效提高射流的展向覆盖范围,从而提高综合冷却效率,θ=30°时的面积平均综合冷却效率比θ=0°时高约14.22%;双旋流交错排布时θ=30°比θ=0°时的面积综合冷却效率提高约4.58%。吹风比增加到2.0时,由于射流穿透主流吹离了冷却壁面,降低了气膜保护效果,使得冷却壁面均匀性变差,并且双旋流交错排布时尤为明显。随着吹风比的增加,两种气膜孔排布方式的总压损失系数均呈指数形式增加。     

猫耳孔气膜冷却热弹力学性能分析

本文对由双射流气膜冷却(Double-Jet Film Cooling)发展来的猫耳孔气膜冷却技术进行数值分析。采用单向流固耦合的方法研究不同几何结构的猫耳形气膜孔在不同吹风比下的热弹力学性能。结果表明:吹风比为1.5时,前向角起始位置从气膜孔入口至出口方向的0.25增加到0.75,最大综合冷却效率降低13.4%,最大等效应力降低20.8%;对于所研究的猫耳形气膜孔,吹风比越大,综合冷却效率越高,最大等效应力也呈现上升趋势;前向角从5°增加到10°时,综合冷却效率提高,最大等效应力也随之增大;扩张角由14.5°增大至16°时综合冷却效率下降,最大等效应力增大。     

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算法和有限元法对体积进行离散,研究了静止叶栅前缘射流孔在2种复合角度α=30°、β=45°和α=135°、β=45°,不同吹风比M=0.5、M=1.0、M=1.5,主流温度为T∞=293 K时的压力面和吸力面温度场,并分析了典型工况下的气膜冷却效率.结果表明:相同复合角度、不同吹风比的压力面和吸力面冷却效率曲线变化趋势一致;前缘复合角度射流对整个吸力面的冷却效率有较大影响,随着吹风比的增大,冷却效率提高;当前缘复合角度为α=30°、β=45°时,压力面冷却效率随着吹风比的增大而提高,而当前缘复合角度为α=135°、β=45°时,随着吹风比的增大,压力面的冷却效率降低.     

叶片前缘波纹形气膜孔不同参数冷却特性研究

为了解决涡轮叶片前缘的冷却问题,提出结构简单的波纹形气膜孔的概念。对影响孔冷却特性的4个重要参数(吹风比、倾斜角、扩展角和后倾角),采用4因素4水平下的田口方法进行优化,并采用数值计算的方法将其冷却效率与参考孔型(圆柱形气膜孔)进行对比。其中,固定前缘孔间距30 mm,斜向倾角23°,并与试验保持一致。结果表明：吹风比为1、倾斜角为30°、扩展角为20°和后倾角为0°的波纹形气膜孔结构,壁面平均冷却效率达到0.36,冷却效果最佳;同时,随着吹风比的增大,该气膜孔结构前缘壁面平均冷却效率增长趋势明显,且在吹风比为2时冷却气流依旧具有良好的贴壁性能,壁面平均冷却效率超过圆柱形气膜孔82.96%。     

入射角度对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响

基于有限体积法对三维定常不可压缩N-S方程进行离散,采用两层k-ε湍流模型,在吹风比M为0.5、1.0、1.5和2.0的情况下,数值研究了入射角度(α=25°、45°和60°)对缩放槽缝孔气膜冷却效果的影响,对不同入射角度的气膜冷却整体效果进行了对比分析。结果表明:在任何吹风比的情况下,α=25°喷射时的冷却效率高于其它喷射角的冷却效率,并且随着吹风比的增大,小角度喷射优于其它喷射角的趋势也越来越大;入射角度为45°和60°的气膜孔沿孔排下游的冷却效率在下降过程中重新升高然后又继续下降,60°喷射角的上升趋势略大于45°角的上升趋势;大角度喷射时,在气膜孔下方生成了强度较强的反向涡旋对,两个旋涡之间的距离较近,冷却气流的附壁性较差,冷却效率较低。小角度喷射时,所生成的反向涡旋对与大角度喷射相比尺度较小、强度较弱,冷气射流对主流的阻碍作用比较小,冷却效率较高。     

不同吹风比下双出口孔射流气膜冷却数值模拟计算

为了获得吹风比对新型气膜冷却孔冷却效率的影响规律,利用Fluent软件求解Navier-Stokes方程,对吹风比分别为0.5、1.0、1.5和2.0时单入口-双出口孔射流冷却效率进行了数值模拟计算,得到了不同吹风比下的流场和冷却效率.结果表明：吹风比对冷却效率有很大影响;随着吹风比的提高,不同次孔方位角下的冷却效率变化规律也不相同;当次孔方位角γ=30°时,吹风比为1.0时的冷却效率最高;当γ=45°时,冷却效率随着吹风比提高而提高;当γ=60°时,冷却效率随着吹风比提高而降低;在研究高吹风比对气膜冷却效率的影响时,γ=45°最佳.     

压力面气膜冷却射流复合角的数值研究

基于冷气喷射模型的验证结果,对复合角分别为0°、30°和60°三种条件下的叶片压力面前部单排孔喷射的气膜冷却特性进行了三维环形叶栅数值模拟,详细分析了在不同吹风比条件下的叶片气膜冷却效率特征。分析结果表明:Coolinh/Bleed冷气喷射模型得出的预测结果可靠。复合角使射流孔附近孔间区域冷却效率值升高。低吹风比下,复合角不能改善展向气膜冷却效率分布的均匀性;高吹风比下,复合角使展向气膜冷却效率更加均匀分布,且可减弱冷却射流脱离壁面的程度。但是,复合角不一定能增强冷却孔下游的整体气膜冷却效果。     

高压水扇形喷嘴结构参数对内部流场影响的数值模拟

利用计算流体软件建立了扇形喷嘴内部流场的三维数学模型,采用标准k-ε湍流模型对其进行了数值模拟,分析了喷嘴主要结构参数对流场速度分布、压力分布和射流速度的影响。结果表明:收缩角对喷嘴内部流场,尤其是射流速度有较大的影响,以13°～15°为最佳;出口长径比对射流流态和射流速度均有一定的影响,宜在2～4之间更有利于喷嘴的射流;V形切槽的夹角对射流出口速度的影响较明显,在15°～30°时有较好的集束性,但射流速度不高,30°～45°有较好的射流速度,45°～60°可获得高的射流速度,但集束性较差。     

燃气涡轮弯叶片特性研究

以燃气轮机涡轮第一级导叶为研究对象,借助数值模拟对涡轮导叶气动问题进行研究,针对于涡轮的工作特点,进行了多方案计算及对比,研究了不同弯扭叶片设计参数对涡轮叶栅气动性能的影响。结果表明:根部采用-15°弯角,即正弯15°,采用0.4弯高,即采用大弯高可以有效地降低端壁处低能流体的聚集,从而有效地降低横向二次流,采用上述弯叶片计算得到总压损失系数有所降低。     

姊妹孔平板气膜冷却效率的数值模拟

利用Fluent软件对Navier-Stokes方程进行求解,采用Realizable k-ε模型研究了30°、45°和60°3种夹角姊妹孔射流对气膜冷却效率的影响,讨论了2个次孔夹角角度对流动温度场和姊妹孔平板冷却效率的影响.结果表明:姊妹孔主要是通过2个次孔产生的涡旋结构和主孔涡旋结构相互作用来提高冷却效率的,将被抬离的射流中心向横向方向拉拽,破坏反向对涡旋,将升力变为展向拉力,既提高了射流贴壁性又增大了展向覆盖面积;姊妹孔夹角为30°时,平板的气膜冷却效率最高.     

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。     

不同形状气膜孔对气膜冷却效果的影响

采用RNGk-ε湍流模型对扇形角(锥形角)γ为30°的垂直扇形气膜冷却单孔射流流场下游的流动和传热特性进行了详细的数值模拟,并将沿程方向的速度分布、相同吹风比下的冷却效率与相同条件下圆孔射流的计算结果进行了比较分析。结果表明:射流轨迹对横向主气流的影响主要集中在射流发生弯曲直至与主气流平行的区域内;喷孔为圆孔时,吹风比越小,射流中心线越靠近壁面,其冷却效率越好;吹风比相同,扇形喷孔的冷却效率高于圆孔的冷却效率;扇形孔的冷却效率并不随吹风比的变化而单调变化,而是在吹风比为1.0时存在最佳值。图7参10     

复合角对曲壁多斜孔冷却特性的影响

在燃烧室曲壁中,采用复合角分别为0°、30°和65°的多斜孔冷却结构,数值模拟和实验研究了吹风比为3.5时的流场和气膜冷却效率的分布规律。结果表明:相比无复合角模型,引入复合角后,气膜出流的展向扩散增强,气膜在相邻列之间搭接较好,冷却效率提高,同时气膜高度方向扩散减弱,减少了与高温主流的掺混,使气膜覆盖长度增加;当复合角从30°增大为65°时,冷却效率略有提升,流量系数随复合角的增大先增大后减小。     

氨水液-汽型喷射器性能分析与结构优化

建立氨水液-汽型喷射器的一维稳态热力学模型,对喷射器的热力学性能与结构进行研究,包括工作喷嘴、扩散段中的工作流体与引射流体的压力及速度的变化,以及不同扩散角对喷射器性能的影响。将氨水液-汽型喷射器应用于Kalina循环,以降低膨胀机的背压来提高循环输出功与效率。在对喷射器性能,如:引射系数、引射压力及混合出口压力等相互关系分析基础上,以得到Kalina循环更高的循环输出功为目的,对喷射器的性能与结构进行研究。结果表明,喷射器的扩散角越小,越有利于喷射器的压力回收,扩散角越大,越有利于汽、液两相的混合。给定喷射器混合出口压力时,引射系数越小,引射压力越小。引射系数对提高Kalina循环性能起关键作用。最终优化得到的喷射器设计工况为:扩散角为1°、引射系数0.1、引射压力656 k Pa。