300MW汽轮机调节级喷嘴叶栅的试验研究

对７套平面叶栅及１套环形叶栅进行吹风试验，测量叶片表面压力分布和叶栅出口的损失及汽流角，给出其分布曲线。分析比较子午面顶部收缩和叶片沿径向弯曲对减少低展弦比喷嘴叶栅损失的效果。     

新型极小展弦比叶栅的叶型研究

以数值手段分析研究了具有不同极小展弦比的改型设计的后加载透平叶栅的内部定常三维粘性流动及损失，同时对该透平叶栅在不同出口马赫数和进气角下进行平面叶栅吹风实验。数值分析结果和实验结果表明，后加载叶栅在极小展弦比下能有效控制叶栅内二次流动的形成，具有低的三维叶栅损失。     

斜扭静叶的气动研究与应用

本文提出了根部反扭，顶部正扭，再复合以正倾斜的斜扭静叶是用全三元，气支变分有限元方法设计的新一代静叶，其气动性能可以马刀形弯扭静叶相媲美，而它的工艺性比马刀形叶片优越，可以用一般的通用机床加工。该斜扭静叶具有气动性能的优良，工艺简便的双重点特点，对提高我国汽轮机的经济性能与制造水平有重要意义，具有广泛应用前景。     

端壁收缩对环形叶栅气动性能影响的数值研究

采用数值计算软件Numeca模拟了汽轮机低展弦比端壁收缩喷嘴中气动性能和二次流涡系的发展,并与相同边界条件下的平直端壁喷嘴比较,得到了端壁收缩对流场性能的影响.结果表明:在端壁收缩喷嘴中,较大的进口面积使得马蹄涡发展较弱,顶部区域显著的后加载特性更进一步抑制了顶部通道涡的发展,因此通道涡尤其是上通道涡的尺度和损失均较小.同时,顶部收缩导致了顶部气流出气角增大和根部出气角减小,虽然变化幅度不大,但是气流角沿叶高的分布更加均匀,对下排叶栅内的流动更加有利.另外还计算了不同高度收缩比喷嘴流动,给出了高度收缩比对叶栅流动的影响.     

超微型涡轮中极低展弦比静叶栅流场特性的数值研究

通过数值求解柱坐标系下三维定常粘性雷诺时均N-S方程,结合RNG k-ε湍流模型和非平衡壁面函数,获得了超微涡轮中极低展弦比静叶栅流道内部的三维稳态粘性流场,揭示了其独特的流场物理特性和气动损失规律.结果表明:超低展弦比涡轮叶栅中存在双二次流现象;尽管超微燃气涡轮静叶栅高度仅为1.3 mm,壁面影响区占叶高的总高度仍不超过3%;叶片的静压载荷主要由中部孤段承担;总压损失主要发生在近壁区,尤其是吸力面近壁区;静叶栅径向各截面最大马赫数并不是出现在主流中央,而是介于主流中央和壁面之间的一个狭小区域,这可能与通道低能二次流与主流的掺混作用有关.     

后加载技术在极小展弦比叶栅中的应用

具有后部加载载荷分布的透平叶片能有效控制叶片通道内二次流的形成,降低二次流动损失,同时该类型叶栅具有良好的攻角适应性,因此可以显著提高叶栅通道内的流动效率。本文应用后加载技术设计了一种具有后部加载特性的极小展弦比静叶栅,其叶栅的数值分析结果和实验结果表明,叶栅有低的三维叶栅损失,叶栅性能随不同展弦比、不同攻角和不同出口马赫数的变化不大。     

发动机氧涡轮喷嘴叶栅气动特性的试验研究

对一个用于大推力液体火箭发动机氧涡轮泵的复速级涡轮的喷嘴叶栅进行了试验研究，以考察喷嘴叶栅的气动特性，验证喷嘴叶栅的气体设计。该复速级喷嘴叶栅采用先进的后加载流动控制技术，以减弱叶机的二次流损失，对喷嘴叶栅进行了四个进气口流角，三个出口等熵马赫数条件下的平面叶栅吹风试验，测取了型面压力分布，出口气流角以及叶栅损失等重要气动特性参数，试验研究表明氧涡轮的喷嘴叶栅的设计是成功的，具有良好的气动特性，可以有效地应用于液体火箭发动机的涡轮中，本研究也为该类喷雾叶栅的设计提供了有用的实验数据和指导意义的结论。     

冷气掺混对涡轮叶栅气动性能影响试验研究

为分析冷气掺混对涡轮叶栅气动性能的影响,对某船用燃气轮机高压涡轮导叶开展了带冷气条件下的扇形叶栅吹风试验,结果表明：冷气掺混对叶片型面压力分布有较大影响,且在吸力面表现尤为突出;在冷气流量比小于7%工况下,叶栅能量损失较无冷气喷射时增加（< 9%）,甚至在Ma=1.05时能量损失较无冷气喷射时还小;当冷气流量比大于7%时,叶栅能量损失随冷气流量比的增大而迅速增加（最大可达26%）;平均出口气流角随着出口马赫数的增加而增大,变化范围为17.7°~18.1°,且在同一工况下冷气喷射会使平均出口气流角增大。     

核电半速1710mm末级长叶片静叶气动优化

为了降低流动损失,通过分析核电半速1 710mm末三级气动效率,调整末级静叶节弦比、喉节比、根部型线,对末三级通流进行优化,对比原设计,优化后的计算结果证明上述手段确实可以提高末三级的效率和出力,对开发设计具有高通流效率的汽轮机低压缸长叶片有良好的指导意义。     

直列叶栅气动性能的实验与数值研究

对某直列叶栅吹风实验，总结出型面损失、端部次流损失及出口气流角的分布曲线。     

某涡轮静叶环形叶栅气动性能的试验研究

针对SOFC燃料电池和微型蒸汽透平联合循环发电装置开发了涡轮静叶片,该叶片采用多个后加载型线堆叠而成,并在风洞试验台上测试其气动性能,研究了不同冲角和不同马赫数条件下的流动特征。同时,采用计算流体动力学的方法对试验模型在相同的边界条件下气动性能进行了数值研究。研究表明:马赫数在0.5～0.9的范围内,随着马赫数的增加,能量损失减小,同时出口气流角度也略有减少;正负冲角对带有后部加载特征的叶栅的气动性能影响较小。     

双圆弧叶型压气机叶栅气动特性的实验研究

对双圆弧叶型（DCA）压气机叶栅在低速大尺寸风洞上进行了实验研究，利用五孔束状探针对栅前、流道里和出口流场进行了详细的测量以及流场显示。实验结果表明,DCA叶栅出口近两端壁的通道涡和端壁／吸力面角区分离泡的存在，造成叶栅两端区较高的二次流损失。与CDA相比，DCA尾缘流动较差；与NACA65相比，DCA的负荷沿叶高分布不均匀。     

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.     

冲角对导向涡轮叶栅气动性能影响研究

汽轮机组运行时,冲角的变化可能在叶栅流道内造成流动损失.因此有必要研究来流冲角的变化对涡轮叶栅内流动的影响.通过导向叶片进口气流与轴向偏转一10°,0°和10°建立三个工况.用ANSYS CFX流体动力学软件分别对三个工况进行数值仿真,结果发现仿真叶片的后加载特性具有很好的冲角适应性,在压力面和吸力面的大部分范围内冲角...     

涡轮叶片气动性能影响因素的实验与数值研究

本文利用实验与数值模拟的方法研究航空发动机涡轮叶栅在改变节距时,其总压损失、出口气流角及叶栅表面静压系数的变化。通过实验和数值计算的结果对比,验证了数值计算的准确性。数值模拟结果显示：相对节距t在0．5—1．0范围内变化,叶栅的总压损失在t=0．9时达最小;叶栅人口攻角从-10°逐渐增加至＋10°时,总压损失呈现递增的趋势;随着相对节距每增加0．1,气流出口角相应增加大约2°;随着叶栅相对节距的增加,附面层增厚、脱离,叶型损失增大。     

大高宽比微小宽度矩形通道内的水力特性实验研究

对高宽比c=3～15共5个矩形通道的流动进行了水力实验，实验通道的当量直径dh=1.0～1.2mm，通道宽b=0.6～0.8mm，流动雷诺数Re=50～10000，实验结果表明，大高度比微小宽度矩形通道内的层流流动计算应考虑高度比的影响，不宜采用当量圆管的公式，与普通圆管流动相比较，其层流一紊流的过渡区变窄，不出现f-Re图上阻力系数f随Re增大而增大的那一小段曲线，以及层流到紊流的最大临界雷诺数Rec随高宽比c而变，其最大值为2340。     

雷诺数对环形叶栅性能参数影响的实验研究

本文在不同雷诺数下对两套环形叶栅的出口流场进行了详细测量,得到了雷诺数与叶栅性能参数的关系曲线,实验结果表明,雷诺数是影响叶栅性能的一个很重要的参数。     

大小叶片扩压叶栅气动性能与流动结构实验研究

针对45°叶型转折角扩压叶栅及增加小叶片后组成的大小叶片叶栅,分别测量了其在设计工况及不同气流攻角下的叶栅气动性能,通过PIV实验获得了对应工况下的叶栅内部流动状态.结果表明：增加小叶片后,叶片压力面至吸力面的压力梯度明显降低,大叶片载荷降低;在设计工况下,叶栅气流落后角仍可参考霍威尔半经验公式进行计算,但偏离设计工况后,该公式存在较大误差;大小叶片叶栅的气流落后角仅在小气流攻角下明显减小,在其余工况下变化不大;不同气流攻角下小叶片对大叶片表面气流流动分离起到约束作用;在设计工况至大气流攻角工况变化过程中,叶栅扩压损失有所降低.