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为了揭示叶根倒角对跨音速转子的气动性能影响规律,以NASA的Rotor67转子为研究对象,采用数值方法研究了叶根倒角对跨音速轴流压气机角区分离和工作裕度的影响机制。结果表明:叶根倒角的引入改善了叶片倒角区前缘附近的来流攻角适应性及该区域的叶型几何曲率分布特征,进而提升叶根吸力面的抗分离能力。带有倒角结构的转子叶片在其叶根倒角未覆盖区的叶型中后段周向压力梯度大于原型叶片,有利于克服气流沿吸力面流动时产生的离心力,进而抑制了尾缘附近的分离现象,使得该区域效率提升了3.9%以上。倒角的存在借助于径向平衡约束,重塑了叶尖区域的沿程叶表静压分布,并减小了尖区的入口轴向速度,直接导致叶尖区域主流流体的通流能力明显削弱,并诱发相对更强的间隙泄漏流,从而使得跨音转子提前发生失速,压气机工作裕度降低了19%以上。 相似文献
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透平叶栅端区二次流具有复杂的涡系结构。Langston实验描述了两支马蹄涡和通道涡的演变和发展过程。基于Langston叶型构造出有效的前缘壁角,建立涡轮叶栅带有前缘壁角的端壁流动计算模型,分析前缘壁角对端壁流动与传热特性的影响,并评估其在非设计条件下的适应性。结果表明:在一定的非设计工况范围内,前缘壁角削弱了前缘马蹄涡和通道涡的强度,降低了流道内部的气动损失,增加了近端壁的流动损失。有效的前缘壁角使前缘附近端壁换热水平减弱,流道端壁换热整体减弱,端壁高换热区沿流向下移,尾缘附近换热有所增加。在一定的非设计工况范围内,前缘壁角都是有效的。 相似文献
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针对不同工况参数下桁架阵列通道冷却性能优劣的问题,采用数值方法模拟了 X型桁架阵列通道内 的流动与传热特性,分析了不同?诺数下人口湍流度和壁面热流密度对D型桁架阵列通道流动与传热性能 的影响规律。结果表明:人口湍流度从5%增大到15%时,通道摩擦系数增大了 1.69% ~3.23%,通道平均努 塞尔数提高了 2.47% ~2.57% ;壁面热流密度从3 000 W ? m-2增大到10 000 W ?m-2 时,通道摩擦系数增大 了 3.39% ~6.45%,通道平均努塞尔数降低了 11.14% ~17.44%。随着?诺数的增大,人口湍流度和壁面热 流密度对通道流动与传热性能的影响程度都有所减弱。增大人口湍流度可以较小幅度地提升通道的综合热 力性能,增大壁面热流密度则会降低通道的综合热力性能。 相似文献
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针对锯齿前缘结构调控叶片近壁面流场特性,以NACA0018叶片为对象,采用大涡模拟方法研究不同锯齿前缘结构对叶片近壁面流场的影响机制。获得了来流速度为30 m·s-1、雷诺数为513 440、0°攻角下叶片近壁面流场分布特性。分析了锯齿前缘和叶片前缘和尾缘处压力脉动及分离涡的影响。数值结果表明:对正弦波齿而言,随着振幅的增大,在波谷处的小涡开始向前缘移动,整体上小尺度涡增多,前缘近壁面压力脉动增大,尾缘近壁面压力脉动减小;对叠加波形齿而言,尾迹涡进一步破碎,厚度变薄,叶片表面出现破碎的小尺度涡,在尾缘处叶片压力脉动幅值下降最为明显,且未出现明显的窄带尖峰。 相似文献
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吹风比与湍流度对涡轮叶片压力面气膜冷却影响的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究不同吹风比下主流湍流度对涡轮导叶气膜冷却的影响,采用可进行全表面换热特性参数测量的瞬态液晶传热测量技术,获得了叶片压力面侧圆柱形孔排气膜绝热有效度和表面传热系数比的全表面分布数据。结果表明:吹风比的变化对气膜绝热有效度影响显著,随着吹风比的增大,相同主流湍流度下的气膜绝热有效度明显下降,然而吹风比的增大仅对气膜孔附近区域的对流传热系数比有一定的提升作用;随着主流的湍流度增加,强化了主流和二次流的掺混,导致二次流温度快速接近主流温度,气膜射流在叶片压力面的覆盖范围变窄,绝热气膜有效度降低;由于高湍流度下的光滑叶片对流传热系数显著提高,造成对流传热系数比随着主流湍流度的增大而减小。 相似文献
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《汽轮机技术》2015,(1)
为掌握某型高压涡轮叶片叶尖及尾缘出流流量分配比例对叶片内部气冷通道压力系数沿程分布特性的影响,通过实验测量了进口雷诺数9 000~20 000,前缘通道顶部除尘孔、尾缘通道顶部除尘孔及侧壁出流孔排共3处出流位置的4种出流流量分配比例下叶片通道压力系数沿程分布,实验结果表明:(1)各出流位置出流比例一定,进口雷诺数变化对通道压力系数沿程分布特性没有影响;(2)进口雷诺数一定,前缘通道顶部除尘孔是否出流对通道压力系数沿程分布特性有根本影响,出流导致前缘通道压力系数沿程下降较快,压力损失增加;中间通道压力系数沿程略有上升,尾缘通道压力系数沿程下降趋势平缓,两者压力损失均减小;(3)前缘通道顶部除尘孔无出流时,尾缘通道顶部除尘孔与侧壁出流孔排之间出流流量分配比例变化对前缘及中间通道压力系数沿程分布特性没有影响,仅影响尾缘通道。随着尾缘侧壁出流流量分配比例增大,尾缘通道压力系数沿程上升,压力损失减小。 相似文献
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基于某F级燃气轮机第一级动叶栅的数值模拟,以实现动叶端壁气膜冷却全覆盖为目标,分析定常下动叶端壁的流动与传热特征,拟综合考虑端壁二次流结构特征与级间封严冷气泄漏流的影响,将端壁划分为四个具有不同流动传热特征的区域,并据此设计了叶根端壁仅13孔数的离散气膜孔布置方案各区域采取不同的冷却方式根据不同吹风比下的研究结果发现:吹风比为0.75时端壁冷却有效度均值在0.2以上,实现了全端壁冷却的目标;前缘附近端壁冷却效果受吹风比影响显著,吹风比在0.75以上时冷却有效度达到0.5以上;除近压力面区域,气膜冷却效果随吹风比的增大而提高。 相似文献
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针对涡轮叶片尾缘吸力面热应力集中,容易造成叶片尾部烧毁的现象,提出端部冲击扰流柱结构,采用Realizable k-ε湍流模型和增强壁面函数分析涡轮叶片尾缘内部流场和吸力面换热特性,研究不同冲击孔与扰流柱排列方式的影响,揭示端部冲击扰流柱结构的流场与换热机理。研究表明,端部冲击扰流柱结构对于改善吸力面的换热效果要优于中间冲击扰流柱结构,对端壁的换热有显著提高;各表面平均换热系数均随着压比的增大而增大,顺排结构时,冲击孔换热最强,扰流柱换热次之;叉排结构时,冲击孔换热最强,隔板迎风换热次之;近距离冲击,顺排的综合效果优于其它几种结构,而远距离冲击,叉排的综合效果最好,其吸力面温度分布较均匀。 相似文献
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基于透平叶栅简化前缘模型的数值模拟结果,分析了原始模型端区的流动与传热特性,建立了一种新型类壁角端壁造型,对比评估了新型端壁模型、带前缘壁角模型与原始模型的流动与传热现象。结果表明:类壁角端壁造型的使用能够使端壁压力分布更加均匀;前缘滞止位置的低能流体在端壁压力的诱导下偏向主流,马蹄涡强度也随之减小;相比于带前缘壁角模型,新型端壁模型能够消除端壁与前缘壁角间的曲率间断线,疏导前缘两侧的堆积流体,抑制高强度角涡的产生,使壁面传热能力减弱。 相似文献
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对有非圆形叉排扰流柱排的旋转矩形通道的换热旋转效应进行了数值模拟。扰流柱排的几何参数为/=4,/=1.33,/=2.7。来流雷诺数=20000下,旋转数o=0~0.3时对三种不同形状(方形、钻石形和液滴形)的扰流柱旋转矩形通道的换热研究。结果表明:迎风面与背风面的平均数都随着o的增加而增大;钻石形扰流柱排通道的换热最强,其次为方形、液滴形;此外,研究发现随着旋转的增强,矩形通道端壁各段的换热变化呈现出不同的规律,进口区端壁的换热会增强,而扰流柱排区以及尾缘区的换热则先减后增。 相似文献
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利用高温风洞及远红外热像技术,实验研究了导叶端壁10排气膜孔出流在主燃气/冷气温比为2.68(主流温度500℃)下的综合冷却特性,对比不同主流进口雷诺数Re_(in)(10000、14900和19700)和吹风比BR(0.6、1.0、1.5和2.0)下端壁表面的综合冷却效率。研究表明:端壁表面冷却效率分布很不均匀,叶片周围和端壁前缘冷却效率较低,端壁中间偏吸力面的区域冷却效率较高;从前缘到尾缘,冷却效率整体呈现逐渐升高的趋势;Re_(in)从14 900增加到19 700时,端壁表面平均冷却效率在BR=1.5和2.0时增幅分别为6.2%和7.2%,而在BR=0.6和1.0时,增幅却均小于2.6%。 相似文献
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以S809翼型为例分析了转捩对水平轴风力机翼型气动特性的影响.首先采用多种湍流模型对S809翼型开展了全湍流数值模拟,观察了忽略转捩条件下的翼型升阻力特性,然后开展了考虑转捩的数值模拟,分析了转捩对翼型升阻力特性和尾缘分离的影响.结果表明,在附着流动状态下,数值模拟中忽略转捩会导致翼型升力系数被低估约10%,阻力系数则被成倍高估;转捩对翼型尾缘分离也有一定影响,转捩点越靠近前缘,尾缘附近附面层速度型的饱满程度降低,抵抗逆压梯度的能力减弱,尾缘分离越容易发生. 相似文献