氦氙混合工质轴流涡轮设计与激波控制研究

基于氦氙混合工质特性,利用Axial软件对比了不同载荷系数和流量系数情况下涡轮的效率,在载荷系数和流量系数分别为1.8和0.6的情况下涡轮效率较高。在此条件下利用AxCent软件对轴流涡轮进行了三维叶片造型。在ANSYS CFX软件中选用SST湍流模型,在给定的工况下对设计好的叶片采用数值模拟方法分析尾缘折转角、尾缘楔角及安装角对激波损失的影响。研究表明：尾缘折转角在5.5°~6.5°之间,尾缘楔角在11°~13°范围内激波损失最低;安装角在43°~48°之间,随着安装角的增大会使激波损失降低;同时,对原始叶型的优化表明,吸力面改进为直线型并且增大压力面曲率会降低激波损失。     

叶片顶端跨音速叶型的气动性能分析与优化

应用流动计算分析软件CFX,对某大型汽轮机末级动叶顶部截面叶型的跨音速流动进行了数值模拟研究,分析叶栅中激波结构特征和流动损失机理.采用3阶Bezier曲线表达叶型中弧线,2阶与3阶Bezier曲线组合表达叶型厚度分布,结合Kriging代理模型优化叶型,改善气动性能.结果 表明:末级动叶顶部截面叶型气动损失主要与激波强度及其反射位置有关;叶型优化后,叶栅内激波强度减弱,相比原叶型,激波损失减少约32％,同时削弱了激波对边界层的影响,边界层损失降低约17％;优化叶型总压损失下降24％,气动性能明显提高.     

叶栅内凝结激波与气动激波干涉的数值研究

对自发凝结两相流动中凝结激波与气动激波之间的干涉进行了数值研究,气相采用N-S方程,液相凝结过程应用构造的多阶复合参数进行积分求解.模拟得到的数值纹影图显示了不同出口马赫数情况下汽轮机叶栅中过热蒸汽流动和自发凝结流动激波系的分布.结果表明:凝结激波会影响气动激波的强度和出口气流角,消弱气动激波在吸力面反射引起的边界层分离现象,增强尾迹的强度,并影响相关损失的产生.     

变稠度条件下低反力度压气机激波结构的数值研究

以某3级高负荷低反力度压气机首级超音速级动叶为研究对象,采用数值模拟方法研究稠度的变化对低反力度压气机激波结构的影响。结果表明:在稠度变化范围不大的情况下,随着叶片数目的增多,叶栅峰值效率逐渐下降、峰值压比逐渐升高,流道中的激波结构随着叶片数目的增多并没有什么太大的改变,但激波后方吸力面上的附面层分离会随着叶片数目的增多得到一定的抑制。     

表面粗糙度对透平叶片气动特性的影响研究

叶片为透平的核心部件,其气动性能直接影响透平的整体效率,叶片表面粗糙度的水平会影响透平级压力,导致叶型损失发生变化。应用数值模拟技术对某冲动式和反动式机组各4级透平级进行分析,考虑反动度、载荷分布以及旋转等多种因素,研究表面粗糙度变化对透平叶片气动性能的影响。CFD数值研究表明:叶型损失变化曲线的斜率随透平叶片表面粗糙度的增大逐渐变小;不同反动度的透平叶片受叶片表面粗糙度的影响存在差异,冲动式叶片相对反动式叶片受到的影响更为明显;吸力面上的粗糙度对气动性能的影响明显大于压力面粗糙度的影响,这种影响作用在反动度提高后相应变弱。研究成果可为透平叶片设计和加工提供参考。     

基于深度降阶模型的翼型气动反设计方法

借鉴深度学习中通过卷积核对连续数据进行特征提取的方法,提出一种翼型气动反设计初步模型.将125组NACA标准翼型作为反问题的学习样本,并随机选取8组非样本NACA翼型检验反设计模型的预测功能.模型以翼型表面压力系数分布作为输入,将翼型几何形状作为输出,通过多层数据卷积的思想,最终找到由翼型表面压力分布到翼型几何的隐式对...     

低温等离子体对甲烷/氧反扩散火焰影响的实验研究

为探究低温等离子体对甲烷/氧反扩散火焰的影响,通过对同轴式喷注器环缝甲烷射流施加介质阻挡放电产生甲烷等离子体,综合采用多种测量手段实验研究了多种工况下该低温等离子体特性及火焰关键参数的变化。结果显示,放电击穿电压随混合比增大而减小,电流脉冲数量和幅值则随混合比增大而先增加后减小;甲烷等离子体呈灰白色,低电压下提高气体流量则放电有所减弱;受等离子体气动效应作用,放电后甲烷射流角有所增大,且电压越高射流角越大,增幅则逐渐减小,过高激励强度下射流发生失稳;等离子体通过改变燃料和氧化剂的掺混而影响甲烷/氧反扩散火焰的形态,使得火焰中心高度总体有所下降,特征长度缩短,释热强度则有所增加,其中小流量、低混合比条件下作用效果更明显;喷注器功率则随混合比上升而先增大后减小。     

基于BP神经网络和分解技术的汽轮机叶片可靠性反求设计

汽轮机叶片可靠性反求设计旨在确定叶片未知概率设计参数以满足给定的可靠度要求.针对叶片功能函数为随机变量隐性函数的情况,提出了基于有限元、BP神经网络和分解技术的可靠性反求设计方法,该方法将有限元和BP神经网络相结合以构造功能函数与随机输入变量之间的近似解析表达式,运用分解技术,将求解随机设计参数的全局优化问题分解为主问题和子问题,通过子问题直接调用标准优化工具箱得到可靠性指标,并运用分解迭代技术对主问题求解,从而得到随机设计参数及目标可靠性指标对各随机变量的敏感性.以某实验台汽轮机等直叶片为例,阐述了该方法的具体实施过程.该方法数学描述简单,并可直接应用标准优化程序,成功地解决了隐性功能函数下叶片可靠性反求设计,具有较好的工程应用价值.     

发动机气缸盖气道的反求设计研究

通过层析的方法,运用Imageware和UG软件,对某型4缸发动机气缸盖气道模型进行了CAD重构.通过气道模型的重构,探索了基于层析法的曲面内腔类零件的反求设计方法.对层析法反求设计的点云数据测量、数据处理、气道重构等技术进行了研究;提出了对气道类形状,采用曲线截面的方法得到不同截面的轮廓线,再进行扫掠,是一种误差较小的模型重构方法,对类似形状零件的反求设计有参考意义.     

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.     

具有前掠叶片的低压涡轮叶栅流动稳定性研究

在具有前掠叶片的涡轮低压导向叶栅的风洞实验中,测量了静压系数在不同叶高沿叶型的分布。根据静压分布的测量值,通过求解Falkner-Skan方程,获得不同来流马赫数下叶片边界层内沿流向的速度、压力、密度等参数。然后,将以上结果作为边界层的平均流动值,结合数值离散化的正交曲线坐标系线性抛物化稳定性方程(PSE),对边界层流动的稳定性进行特征值分析。计算结果表明,所选用的实验叶栅由于应用了前掠叶片,加载均匀,边界层流动相对稳定。     

船舶燃气轮机进气系统惯性级滤清器叶片优化设计

惯性级滤清器性能是影响船舶燃气轮机进气系统出口流场品质的重要因素,也在一定程度上决定了船舶的动力水平。本文采用气-液两相流数值模拟方法,以低总压损失和高过滤效率为共同目标,结合试验设计方法,分别构建了总压损失、过滤效率与叶片几何参数间的响应面方程,并采用多目标遗传优化算法对惯性级滤清器叶片参数进行优化设计。结果表明：优化后的惯性级滤清器在所研究速度条件下均以更小的总压损失实现了更高的过滤效率。2 m/s的速度方案下,优化后的总压损失减少了16.98%,过滤效率提升37.61%;7 m/s的速度方案下,优化后的总压损失减少16.7%,而过滤效率提升20.83% ;流速高时应选用叶片间距更小、坡度更低、叶片越长的滤清器;而低流速应该改用间距更大、长度更短、坡度更高的惯性级滤清器叶片。优化后的滤清器叶片结构既减小了叶片背风区的分离,使总压损失减小,也增加了液体颗粒与叶片的接触而提升了过滤效率,从而提高了滤清器的整体性能。     

吸力面附面层抽吸对大转角扩压叶栅气动性能影响

为研究附面层抽吸对大转角扩压叶栅气动性能的影响,借助实验校核CFD方法,探究了沿叶片弦向吸力面不同抽吸位置及抽吸流量对损失的抑制效应。结果表明附面层抽吸技术可以很好的控制叶型损失,改善角区流动形态,吸力面最佳抽吸位置位于分离线起始位置处,且在小抽吸流量范围内,随抽吸流量的增大损失逐步降低,但降低幅度逐渐减少。     

车载燃机移动电源压气机设计

运用一套以“S2流面反问题设计”为核心的离心压气机设计体系,设计了某车载燃机双级离心压气机的低压压气机.通过三维CFD计算对气动设计进行数值模拟,结果表明设计的压气机流动情况良好,拥有较高的效率和稳定的工作范围,符合设计目标要求.     

10 MW风力机复合材料叶片结构设计研究

以DTU 10 MW风力机叶片为研究对象,基于NX参数化建模的二次开发,快速建立风力机叶片三维壳体模型,并对其进行复合材料铺层设计。进一步采用计算流体力学方法获取叶片表面气动载荷,对其进行静力学、谐响应及稳定性分析,预测其发生屈曲的可能性及位置。结果表明:叶片在极限风速下有足够安全性,其最大应力位于主腹板附近,最大应变位于主梁中部;叶片发生共振时,挥舞方向有较大幅度波动,摆振方向及叶片展向仅有小幅波动,初次共振对叶片影响最大;叶片在额定风速下未发生整体屈曲现象,仅在叶片背风面副梁帽处出现局部屈曲,增加该区域铺层材料厚度可改善此类现象。     

基于流热耦合的燃气轮机透平叶顶冷却设计

燃气轮机透平叶顶区域存在复杂的流动和换热问题,承受很高的热负荷。为了降低透平动叶叶顶温度,在透平叶顶现有结构的基础上提出气膜冷却和气膜+内冷通道冷却两种叶顶冷却方案,并通过流热耦合计算分析冷却升级前后叶顶区域的换热和流动特性。研究发现：叶顶气膜冷却方案可有效降低叶顶温度,特别是叶顶前缘至中弦区域;而气膜＋内冷通道冷却方案基于外部气膜冷却,结合内部冷却通道设计,可进一步降低叶顶尾缘的温度;与原型叶片相比,气膜+内部冷气通道的复合冷却设计可以使叶顶尾缘最高温度降低24 K。     

尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响

现代汽轮机叶片的制造对尾缘厚度的要求非常苛刻,为了研究尾缘厚度对平面叶栅气动性能的影响,本文采用数值计算的方法对某现有的静叶和动叶叶栅,及在原始叶型的基础上将尾缘的厚度增加50%和200%的两对改进叶栅,进行了详细地分析。计算结果表明,随着尾缘厚度的增加,叶片通流面积沿流动方向的收敛程度略微减少,在前缘附近载荷减小,相当于载荷后移,同时尾迹宽度相应的增加,叶栅出口流动角度减小,叶栅损失增加。研究结果对理解和掌握尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响具有重要参考意义。     

附面层抽吸对大折转角矩形叶栅流场结构的影响

本文采用数值方法研究了低速条件下附面层抽吸对大折转角矩形叶栅流场的影响.计算结果表明,通过选用合理的抽吸位置及抽吸方式的组合,附面层抽吸能较好地控制叶栅内的大尺度的叶片表面分离流动,但对二次流损失的改善效果并不明显.