高压涡轮动叶吸力面气膜冷却特性研究

为了研究某航空发动机高压涡轮动叶吸力面的气膜冷却特性,通过数值模拟的方法,采用SST κ-ω湍流模型,分析了高压涡轮动叶在静止和旋转条件下,吸力面气膜冷却效率的影响规律.结果表明:在静止条件下,相同主流湍流度时吹风比对吸力面气膜冷却效率影响显著,冷却效率随着吹风比的增大而减小;在小吹风比下,气膜冷却效率随着主流湍流度的...     

涡轮动叶表面气膜冷却换热实验研究

这里在大尺寸低速叶栅传热风洞中，对某型涡轮动叶表面有无气膜冷却的换热情况进行了详细的实验研究，实验结果表明，不同孔位出流的换热由于孔排下游表面来流速度及叶片表面曲率的不同而有着不同的规律，即主流雷诺数对叶片表面特别是压力面和前缘区域的换热系数比的影响较小，吹风比对换热系数影响较大，并且随气膜孔位置和来流雷诺数的变化而情况复杂。     

燃气涡轮静叶表面气膜冷却效率实验研究

采用放大的燃气涡轮静叶模型,利用大尺度叶栅风洞进行实验,测量了涡轮静叶表面完全气膜覆盖下气膜冷却特性。风洞实验段由三个叶片组成,中间叶片为实验叶片,由有机玻璃制成。对叶片前腔和后腔表面换热情况分别进行实验,主要研究了不同主流雷诺数及不同质流比对气膜冷却效率影响。研究结果表明:气膜对前腔壁面冷却效果总体上优于后腔壁面,在叶片不同区域气膜冷却效率变化规律有所不同。     

动叶片综合气膜冷却方式对涡轮气动性能的影响

文中计算模型选用某型燃气轮机涡轮的第一列动叶,通过中心差分格式对叶栅流场进行数值模拟。通过在前缘、尾缘、吸力面、压力面以及压力面上端壁附近开设冷气孔,在下端壁前缘附近开设冷气槽等方式对叶片进行综合冷却,分析了能量损失系数、冷却效率以及温度场的分布情况和其对透平的气动性能的影响。结果表明:喷射冷气后,能量损失系数与无冷气喷射时能量损失系数沿叶高分布趋势相同,端区损失略大,中部损失较低,喷射冷气后,顶部能量损失系数略高于根部。组合冷却条件下,叶片中部吸力面和压力面冷却效率都较高,压力面冷却效率基本不变;叶片根部压力面前缘冷却效率较低,吸力面则较高;在顶部情况与根部正好相反。吸力面喷射冷气时,在冷气孔列附近冷气可以很好地贴合叶片吸力面表面,对叶片吸力面进行冷却,压力面一侧在冷气孔列之后冷气很好地贴合在叶片表面,对叶片冷却效果比较理想。     

内部横流对外部气膜冷却特性的影响

针对内部光滑横流通道,分析对比了内部横流(ReDh=50 000,100 000)对外部气膜冷却特性的影响。采用瞬态液晶测试技术获得了气膜孔下游表面换热系数与气膜冷却效率分布,并测量了气膜孔的流量系数。随着内部横流的增大,气膜孔流量系数下降,气膜孔下游表面换热系数增高。关于气膜冷却效率,当吹风比为0.5时,小横流条件下气膜冷却效率高于大横流条件;随着吹风比的增加,增强内部横流反而增加了下游气膜冷却效率,尤其是在吹风比为2时,展向平均冷却效率提高了约180%。     

涡轮叶片非对称扇形气膜孔冷却特性数值研究

针对涡轮导向叶片吸力面和压力面上特定位置上的单排气膜孔,在吹风比为0.44～2.67范围内,数值研究非对称扇形气膜孔的冷却特性。基准对称扇形孔侧向扩展角为20°,后向扩展角为10°。研究结果表明,在扇形总扩展角相等的条件下,非对称型扇形气膜孔的气膜出流穿透能力与对称型扇形气膜孔基本相当,但气膜出流侧向覆盖范围较对称型扇形气膜孔有一定程度的改善,在高吹风比下扇形气膜孔侧向扩展角的影响较为显著。相对而言,非对称扇形气膜孔改善气膜冷却的效果在涡轮叶片压力面侧能得到更好的体现。     

非设计工况下叶片前缘气膜冷却作用的数值分析

基于冷气喷射模型的验证结果,对冲角分别为0°、15°和-15°三种条件下的叶片前缘3排孔气膜冷却特性进行了三维环形叶栅数值模拟。在吹风比等于1.0时,详细分析了叶片型面静压和气膜冷却效率的分布特征。分析结果表明,冲角的变化使叶片前缘滞止线位置发生偏移,且对叶片前缘静压差产生了很大的影响。相对冲角0°时的情况,当冲角为15°时,叶片吸力面冷却效果增强,压力面冷却效率值降低;当冲角为-15°时,吸力面侧冷却效果减弱,压力面侧冷却效率值升高。     

不同前缘气膜冷气流下某涡轮叶栅流场分析

针对引入前缘气膜冷却的某高压涡轮转子叶片，运用NUMECA进行建模，对引入气膜冷却后的涡轮叶栅流场进行分析，得到了加入前缘气冷后温度、速度、总压等参数的变化。再改变前缘气膜冷气流量，得到了不同流量工况下涡轮叶栅流场的变化情况。通过计算得到结论，冷气流量增大，气膜与叶片壁面分离位置提前，整体流速更快到达最大值且沿着壁面下降更快。冷气流量减小，冷却效率降低；吹风比越大，不同冷气流下冷却效率的变化更为集中；但随着冷气流的改变，总压恢复系数没有发生本质变化。     

排尘孔涡轮冷却叶片叶顶流动与传热研究

涡轮叶片叶顶排尘孔用于清除冷气中掺杂的尘粒,以保证气膜孔和冲击孔的可靠工作,但排尘孔射流引起叶顶流动和传热问题。采用参数化方法建立有、无排尘孔涡轮冷却叶片几何模型,基于包含叶片主体、主燃气通道和三腔回流式内冷却通道的全局模型,采用流热耦合数值分析,开展排尘孔对涡轮冷却叶片叶顶流动与传热问题的初步研究。研究结果表明,对比有、无排尘孔叶片,排尘孔射流可降低叶顶平均温度约25 K;冷却通道对流换热作用和叶顶排尘孔射流可使叶顶平面降温400～600 K,冷却效果与冷却通道冷气流量和尘孔结构在叶顶位置相关;排尘孔叶顶射流对叶顶间隙高温燃气泄漏具有阻碍作用,可以提高叶片总压恢复系数约0.5%～1.5%,随着冷气流量的增大,这种作用增强;尘孔结构设计应兼顾射流对叶顶流动与传热的共同影响。     

机匣运动下不同叶顶涡轮叶栅气热性能研究

燃气涡轮动叶叶顶结构对跨叶顶的间隙泄漏和叶顶传热性能有着重要影响。采用实验和数值模拟方法对比研究了平顶、凹槽和拓扑优化3种不同叶顶结构的涡轮叶栅气动和叶顶传热性能。实验中,采用旋转的大转盘模拟机匣平移运动。实验结果表明：在大转盘旋转条件下,相比于平顶叶栅,凹槽叶顶实验得到的平均换热系数降低了19.07%,拓扑优化叶顶下降了1.53%。数值模拟结果显示,从叶顶压力面至吸力面“上凸-下凹-上凸”的拓扑优化结构有效地减小了超音速区域,凹槽叶顶在凹槽内的流体均以亚音速流动,相比于平顶叶栅,凹槽叶顶和拓扑优化叶顶叶栅出口质量平均总压损失系数分别减少5.38%和5.44%。     

Enhancement of combined cycle performance using transpiration cooling of gas turbine blades with steam

Gas/steam combined cycle is synergetic combination of Brayton cycle based topping cycle and Rankine cycle based bottoming cycle, which have capability of operating independently too. Combined cycle performance depends on the constituent cycles and it can be reasonably improved by enhancing gas cycle performance using gas turbine blade cooling. Amongst different cooling techniques the transpiration cooling offers effective utilization of coolant as compared to film cooling because of better shrouding of blade surface as the coolant is discharged from entire blade surface. The present work deals with evaluation of performance enhancement of combined cycle by using steam transpiration cooling of gas turbine blades. The combined cycle performance parameters e.g. overall efficiency and specific power output etc. have been compared for air transpiration cooling and steam transpiration cooling. The results revealed that for the specified conditions the steam is superior coolant in comparison to air and the combined cycle performance can be enhanced by applying transpiration cooling in gas turbine blades with steam as coolant. With a turbine inlet temperature of 1800 K and compressor pressure ratio of 23, the combined cycle efficiency with steam transpiration cooling of gas turbine blades is higher by 1.94 percent approximately as compared to the efficiency of combined cycle with air transpiration cooling of gas turbine blades.     

Optimization of a high pressure turbine blade tip cavity with conjugate heat transfer analysis

The current study aims to understand the aero-thermal performance of a cooled cavity tip in a single stage transonic turbine. The squealer tip of the uncooled turbine blade was reduced to an aerodynamic loss with suppressing leakage flow. However, the aerodynamic loss study of the cooled turbine blade tip is rare. It is necessary to study the tip cavity of the cooled turbine blade. Depth, front blend radius and aft blend radius of the cavity were set as design variables, and 30 cases were chosen using design of experiments. These cases were calculated with conjugate heat transfer method. Approximation model was made using the Kriging method, and tip cavity shape was optimized with multidisciplinary design optimization. Average total pressure loss behind the trailing edge and cooling effectiveness of blade tip surface were set to the objective function. The aerodynamic optimization model decreased 1.6 % of total pressure loss, the heat transfer optimization model increased 1.3 % point of cooling effectiveness and aero-thermal optimization model were found. Volume of tip cavity becomes larger when three design variables are grown. Amount of tip leakage flow and its distribution over the tip region increases and total pressure loss and cooling effectiveness increase. In terms of heat transfer, blade tip without cavity is advantageous. Total pressure loss coefficient, however, also increases over 5 %. To improve both aero-thermal characteristics of cooled blade tip, the design using the multidisciplinary design optimization is recommended.

     

变壁厚涡轮冷却叶片参数化造型设计

提出了一种基于函数解析的变壁厚涡轮冷却叶片参数化设计方法。根据叶片外型线上定义的若干参数点,采用三次样条插值方法得到叶片壁面厚度分布函数,再通过计算得到冷却通道型线上离散数据点,在CAD平台下建立了变壁厚涡轮冷却叶片参数化模型。为实现涡轮冷却叶片的自动设计优化和多学科设计优化,获得更佳的叶片设计方案奠定了基础。     

自然通风冷却塔拟二维热力计算模型分析

核电厂冷端优化设计过程中,冷却塔热力计算模块是一个非常重要的计算环节,冷却塔热力计算结果直接影响到凝汽器的性能计算、汽轮机微增功率与热耗特性,从而影响整个冷端系统的优化结果。针对我国核电厂冷端优化设计过程中遇到的冷却塔热力性能计算问题,以湖南桃花江核电工程为例,对比分析了拟二维模型同焓差法、压差法计算结果差异以及淋水面积、冷却水量、冷却温差等设计参数对冷却塔热力计算结果的影响。结果表明,当淋水面积较大,冷却温差较低时,拟二维模型与目前广泛应用的焓差模型、压差模型计算结果偏差较大,建议在拟二维模型应用于工程设计之前,需要进行更为细致的研究以保证其准确性。     

Flow visualization of microscale effusion cooling within mainstream boundary layer on a flat plate

Effusion cooling can be one of the attractive methods of cooling in a current high-efficiency gas turbine which has a very hot gas temperature above 1600 °C. For higher effectiveness of the air cooling for a gas turbine vane and blade, the air-cooled flow through effusionholes should not overshoot into the mainstream flow but still remain within the mainstream boundary layer. The present study is intended to examine flow structure of a microscale effusion cooling for gas turbine applications through flow visualization which is highly effective to obtain better understanding of the flow physics. The air flow through effusion-holes can be visualized with an oil atomized droplets, a laser-sheet and a high-speed CCD imaging system. The qualitatively visualized results show their flow patterns and characteristics with different effusion hole size and blowing ratio for effusion cooling. A series of vortical structure can be observed within the boundary layer along the microscale effusion flat plate which provided that the effusion cooling can be a plausible candidate up to the effusion-hole size of 0.7 mm.     

冷气掺混对涡轮叶栅气动损失影响的试验研究

对某型涡轮平面叶栅,在不同的主流雷诺数下,以多种喷射方式和不同的流量比喷射冷气,研究型面压力分布及出口气流场参数的变化。试验结果表明,冷气入射对叶片表面静压分布几乎没有影响,只对冷气孔位置附近压力产生影响,相对来说,压力面入射冷气导致的变化小于吸力面。随进口马赫数升高,在相同的冷气流量比下流动总压降低。然而,在相同的马赫数下,随着冷气流量比增大,压力面入射跟吸力面入射导致的总压变化规律不一样。     

某型伺服引气阀蝶阀压力损失分析

蝶阀作为伺服引气阀的主阀,其压力损失特性对于伺服引气阀的工作效率、流量控制精度以及下游涡轮起动机性能至关重要。建立了蝶阀压力损失计算的数学模型;通过计算流体力学数值计算方法获取了蝶阀流场总压分布情况,得到了不同工作环境和开启角度时的蝶板压力损失情况。结果表明,供气压力的升高增大了蝶阀压力损失,但不改变蝶阀和涡轮起动机上的压降分配比例;而蝶阀压力损失不受供气温度的影响。对海平面下不同开启角度的蝶阀压力损失进行了试验测试,验证了数学模型及数值计算结果的正确性。     

三维涡轮叶片气动优化方法的研究

提出一种进行三维涡轮叶片气动优化的多目标多约束方法.根据五次多项式方法进行三维涡轮叶片的参数化建模,采用N-S(Navier-Stokes)方程和湍流模型进行三维流场分析计算,K-S(Kreisselmeier-Steinhauser)函数法作为优化方法,利用近似技术加速循环优化速度,以气动效率和总压比为目标函数,对涡轮叶片进行多目标气动优化、形状优化.算例表明,使用该方法能使涡轮叶片的性能得到明显改善,证明提出的优化方法可行有效.     

一类复杂燃气轮机循环的热力学研究

对一类复杂的燃气轮机循环进行了热力学分析和研究,导出了循环输出功、热效率、熵产和火用效率的解析式;通过数值算例,分别讨论了各个性能目标与中冷压比和总压比的关系,并对中冷压比进行了优化;分析了回热度、循环温比、压气机和涡轮机内效率、中间冷却终点温度等循环参数,对性能目标的影响,所得结果对实际燃气轮机装置的参数选择和优化设计具有一定的参考作用。