雷诺数对涡轮叶尖流场影响的数值研究

采用基于压力修正的三维计算流体力学程序，结合雷诺应力湍流模型和剪切应力传输湍流模型加壁面函数的方法，对某一轴流涡轮转子叶尖间隙流场进行了数值计算研究，详细计算了不同涡轮叶尖间隙高度和来流湍流度条件下雷诺数对涡轮转子间隙流场的影响，最后计算了转子效率。结果表明：当泄漏流流经叶尖时因为叶尖剪切力做功有块总压增大区；雷诺数带来的影响比湍流度和叶尖间隙高度带来的影响要大，湍流度的变化对流场影响不大；雷诺数对泄漏涡尺寸的影响不大，但低雷诺数会引起流动分离，带来损失，当雷诺数在文中的范围内变化时，效率下降近八个百分点。     

叶尖间隙泄漏对厘米级高亚声微型轴流涡轮性能的影响

针对某微型涡轮发动机(MTE)原理样机的直径为78.4mm的微型轴流涡轮,采用数值模拟手段研究了叶尖间隙泄漏对该厘米级高亚声微型轴流涡轮流场结构及涡轮性能的影响.结果表明:微型轴流涡轮相对叶尖间隙尺寸在3.1%~4.6%,明显高于常规轴流涡轮;微型轴流涡轮叶尖间隙泄漏涡影响范围较常规轴流涡轮扩大(至叶中高度),泄漏损失占涡轮级总损失的35%,也较常规轴流涡轮明显增大.研究获得了间隙尺寸对该厘米级高亚声微型轴流涡轮性能的影响规律,叶尖相对间隙尺寸每增加1%叶高,效率最快下降1.9%,其变化幅度较常规轴流涡轮更为明显.最后,根据工程安装的限制(离心力变形及热变形、轴承游隙、加工装配误差等),确定了一个较优的叶尖间隙(0.4mm),通过数值模拟获得了在该间隙下的涡轮性能参数:落压比为2.12,效率为0.87,流量为0.35kg/s.      

涡轮叶尖泄漏流被动控制数值模拟

结合基于密度修正的采用雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,通过在叶尖吸力面表面加肋条的被动控制方法以期减小叶尖间隙泄漏流动带来的损失,对某一轴流涡轮转子叶尖间隙泄漏流场的被动控制进行了数值模拟研究,并详细分析了在不同肋条高度下泄漏流场细节,最后计算了涡轮效率。结果表明,在涡轮叶尖表面沿吸力面边缘镶肋条对泄漏流动进行被动控制,相对于与其相对叶尖间隙高度相等的基本间隙流场,涡轮效率增大;肋条高度对涡轮效率有较大影响,相对等绝对叶尖间隙高度的基本流场,增大肋条高度可以提高涡轮效率。在叶尖间隙区域前半部,肋条对泄漏流动的阻挡作用使得在叶尖表面出现回流区,阻碍泄漏流动;在叶尖间隙区域后半部,回流区消失。     

涡轮叶尖泄漏流主动控制数值模拟研究(英文)

在涡轮设计中一直追求减小损失、提高效率,流动控制作为一种减小损失的一种有效手段,在涡轮叶尖泄漏流动方面引起广泛的关注,因此本文对在涡轮叶尖表面进行主动射流对叶尖泄漏流动的影响作了数值模拟。结合基于密度修正的采用雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,详细分析不同叶尖间隙高度下射流孔位置和射流流量改变对间隙泄漏流场的影响,并相应地阐述射流主动控制的机理,分析了主动射流条件下叶尖间隙流动的拓扑结构,最后计算考虑射流影响的涡轮转子效率。结果表明:在涡轮叶尖表面选择合适射流孔位置进行射流可以提高涡轮转子效率,其中大间隙下通过射流孔组合射流可以提高涡轮效率0.35%,小间隙下可以提高0.30;在射流孔区域靠近叶片表面处流场结构中鞍点数和结点数相等,若不考虑周围流场的拓扑结构,则射流孔附近的流场满足奇点分布规律。     

考虑主动间隙控制的涡轮叶尖间隙建模计算研究

建立了具有涡轮叶尖间隙计算功能的发动机实时模型并设计了主动间隙控制系统,以反映涡轮叶尖间隙控制对发动机动、静态性能的影响。提出以半无限平面瞬态热传导与多项式拟合相结合的方法,更准确计算发动机动态过程中变化的叶尖间隙;基于涡轮叶尖间隙的变化量和涡轮性能参数的关系实时修正当前涡轮性能参数,提高了常规发动机部件级模型的计算准确度,且涡轮叶尖间隙每减少0.25mm,涡轮效率提高1%,耗油率下降1%;在分析气冷式主动间隙控制系统的基础上,设计了一种可以控制叶尖间隙变化的机械式主动间隙控制系统,使动态过程中变化的叶尖间隙始终处于指令间隙。通过对发动机地面加速过渡过程和巡航减速过渡过程的仿真,验证了上述方案的有效性。     

叶尖间隙高度对某高压涡轮级损失分布的影响

利用三维湍流数值模拟方法模拟某一级跨声速高压涡轮流场,研究转子叶片叶尖间隙高度对涡轮性能及二次流动损失分布的影响.研究结果表明:转子叶尖间隙高度对涡轮性能影响明显,随着间隙高度的增加涡轮效率明显降低,但效率的降低速度与间隙高度并非简单线性关系,间隙高度增加1%相对叶高,涡轮性能最快下降1.8%.分析表明:涡轮转子间隙高度变化主要影响转子叶栅通道上部流动并对通道内的损失分布产生影响.其中损失最严重的区域为转子通道中部至叶片尾缘处;尾缘后的损失则对间隙的高度最敏感,随着间隙高度的增加,叶片尾缘后损失明显增加.      

机匣造型设计对涡轮叶尖泄漏流损失的影响

针对带叶尖间隙的T106高负荷低压涡轮叶栅,基于耦合了Langtry-Menter转捩模型的Menter's SST (shear stress transport)两方程模型,数值研究了涡轮叶片全机匣造型和部分机匣造型对叶尖泄漏损失的影响.计算结果表明:机匣造型设计的引入重新组织了叶尖区域内的涡系结构及损失成分,且这一改变明显受到机匣造型圆弧高度的影响;叶尖间隙内靠近压力面分离泡的展向尺度增大,分离泡形成的堵塞效应降低了叶尖泄漏流动能;而部分机匣造型处理可以缓解叶片通道内因局部扩张而引起的横向流动,使得出口展向损失减小区域进一步扩大,从而造成叶栅出口损失的明显下降;相对原始机匣,最大降幅可达6.1%.间隙敏感性分析表明,两种机匣造型在一定的间隙范围内能够有效降低叶尖泄漏流损失,而且部分机匣造型具有更宽的有效间隙范围和更大损失减小量.      

突肩叶尖开槽对叶尖间隙流动和冷却特性的影响

为了分析不同叶尖形式下的间隙泄漏流动,采用标准k-ε两方程模型求解雷诺平均N-S方程组的数值方法,研究了突肩叶尖开槽对叶尖流动和冷却特性的影响,气膜孔位置、机匣相对运动和吹风比也在考虑范围之内,详细分析了间隙泄漏流场、泄漏流量、泄漏损失以及叶尖气膜冷却效率。研究结果表明:突肩叶尖前缘和尾缘开槽均会使间隙泄漏流量增大,且随着开槽长度的增加而增大。压力侧尾缘开槽会使间隙泄漏损失增大,叶尖气膜冷却效率略微降低;吸力侧尾缘开槽会使得部分泄漏流从开槽处流出间隙,抑制泄漏流与主流之间的掺混,从而减小泄漏损失,并且会使叶尖气膜冷却效率增大;吸力侧前缘开槽对间隙泄漏损失和叶尖气膜冷却效率没有明显影响,但是从前缘进入凹槽内的泄漏流会改变叶尖表面气膜冷却效率的分布。吹风比增大时叶尖结构对叶尖气膜冷却效率的影响减小。机匣相对运动会减小叶尖间隙泄漏流量、泄漏损失和叶尖气膜冷却效率,但是突肩开槽的影响规律不变。     

涡轮流体介电常数对高压涡轮叶尖间隙测量影响计算分析

为了评价涡轮流体介电常数对电容式高压涡轮叶尖间隙测量精度的影响，通过理论分析获得航空发动机涡轮流体介质 的成分，并计算各成分的体积分数。由于水蒸气的体积分数对涡轮流体介电常数影响较大，仿真计算了不同工况和不同水蒸气体积 分数下涡轮流体介电常数的变化范围，在此基础上计算了涡轮流体介电常数对涡轮叶尖间隙测量误差的影响。计算结果表明：涡轮 流体介电常数对涡轮叶尖间隙测量带来的误差最高为0.3%，在工程应用时可以忽略。     

基于蒙特卡罗模拟法的航空发动机装配公差分析

讨论了蒙特卡罗法的基本原理,研究了利用蒙特卡罗模拟法进行装配尺寸链公差分析的实现方法,提出了基于蒙特卡罗模拟法的公差分析流程,并以某型航空发动机高压涡轮的一个径向尺寸链为实例进行了计算。计算结果表明：蒙特卡罗模拟法用于公差分析具有可行性,其精度随着模拟次数的增加而提高,在模拟次数达到200000次以上时,其精度已经较高。蒙特卡罗法作为一种统计分析方法,同时适用于线性和非线性尺寸链。     

一种涡轮叶尖间隙控制技术

基于涡轮叶尖间隙的变化机理,设计了一种冷气自动调节机构,该机构无需其他外界动力,可根据工况的变化而自动调节冷气限流嘴的节流面积,控制涡轮外环冷气量,以控制涡轮外环的直径,从而有效控制涡轮叶尖间隙的变化趋势,维持涡轮叶尖间隙在合理范围.对3个不同工况涡轮采用与未采用涡轮叶尖间隙控制机构分别进行了计算,结果表明:采用涡轮叶尖间隙控制机构的涡轮叶尖间隙随工况变化的变化率为6.5%,未采用涡轮叶尖间隙控制机构的涡轮叶尖间隙随工况变化的变化率为20%.因此,采用该机构可以达到控制涡轮叶尖间隙变化的目的.      

Active generalized predictive control of turbine tip clearance for aero-engines

Active control of turbine blade tip clearance continues to be a concern in design and control of gas turbines. Ever increasing demands for improved efficiency and higher operating temperatures require more stringent tolerances on turbine tip clearance. In this paper, a turbine tip clearance control apparatus and a model of turbine tip clearance are proposed; an implicit active generalized predictive control （GPC）, with auto-regressive （AR） error modification and fuzzy adjustment on control horizon, is presented, as well as a quantitative analysis method of robust per- turbation radius of the system. The active clearance control （ACC） of aero-engine turbine tip clear- ance is evaluated in a lapse-rate take-off transient, along with the comparative and quantitative analysis of the stability and robustness of the active tip clearance control system. The results show that the resultant active tip clearance control system with the improved GPC has favorable steadystate and dynamic performance and benefits of increased efficiency, reduced specific fuel consump- tion, and additional service life.     

涡轮3 维叶尖间隙对典型故障特征的响应特性分析

为了有效地克服传统叶尖间隙在航空发动机涡轮叶盘的健康监测中传递信息能力有限的不足,充分考虑了在航空发动机运行过程中涡轮叶片叶尖的3维特征,提出包含径向间隙、叶片叶尖端面轴向偏转角和周向偏转角在内的涡轮3维叶尖间隙的概念,并将3维叶尖间隙特征参量作为叶片故障信号载体,通过有限元方法分析了3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片典型裂纹故障的响应特性。结果表明:3维叶尖间隙特征参量对高压涡轮叶片尾缘裂纹的故障特征信息有良好的反映效果。     

冲角变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响

航空发动机涡轮工作效率的损失很大程度在于涡轮叶尖间隙损失,而叶尖区域泄漏流动的形成机理强烈地依赖于叶栅的运行工况,因此有必要研究来流冲角的变化对涡轮叶栅内间隙流动的影响。为此在低速风洞中对三套不同叶片积迭线形状的矩形叶栅进行了实验,测量了间隙内以及沿流动方向8个横截面的气动参数。通过对实验结果的分析和讨论,认为随着冲角的增加叶顶压差与端壁流道横向压力梯度增大,同时叶栅的总流动损失也随之增加。     

叶尖间隙对涡轮性能影响的计算与试验研究

采用电容型叶尖间隙测量系统,在国内首次对单级涡轮级性能试验状态下的转子叶尖间隙进行了实时测量,并利用获得的叶尖间隙热态试验数据,完善了涡轮转子叶尖间隙计算方法。同时,开展了变叶尖间隙的涡轮级性能试验,总结了叶尖间隙对涡轮性能的影响规律。另外,还对试验方案进行了数值模拟,并与试验结果进行对比分析,进一步研究了叶尖间隙对涡轮性能的影响。结果表明,电容型叶尖间隙测量系统具有较高的准确性,利用该系统有助于掌握叶尖间隙真实变化规律,提高试验安全;通过对叶尖间隙实时测量,可正确评估涡轮性能随叶尖间隙的变化规律,具有较高的工程应用价值。     

二次流与叶顶间隙损失的数值研究

叶顶间隙二次流在高压涡轮总损失中占据了较大比重.针对某型航空发动机的结构特点,研究了涡轮叶顶间隙结构对性能影响的机理.计算结果和实验数据吻合的较好.流场细节分析表明:在叶顶间隙流通面积相同情况下,台阶型、渐缩型间隙优于直线型,凸/凹型间隙效率最低;渐缩型间隙在叶片前半轴弦受到上通道涡的抑制,减少了叶顶间隙泄漏涡的强度和范围;凸型间隙在叶片前缘引起了流动分离,凹型间隙存在一高速区,增加了二次流损失.      

涡轮叶栅叶尖间隙流实验研究(英文)

This article describes the effects of some factors on the tip clearance flow in axial linear turbine cascades. The measurements of the total pressure loss coefficient are made at the cascade outlets by using a five-hole probe at exit Mach numbers of 0.10, 0.14 and 0.19. At each exit Mach number, experiments are performed at the tip clearance heights of 1.0%, 1.5%, 2.0%, 2.5% and 3.0% of the blade height. The effects of the non-uniform tip clearance height of each blade in the pitchwise direction are also studied. The results show that at a given tip clearance height, generally, total pressure loss rises with exit Mach numbers proportionally. At a fixed exit Mach number, the total pressure loss augments nearly proportionally as the tip clearance height increases. The increased tip clearance heights in the tip regions of two adjacent blades are to be blame for the larger clearance loss of the center blade. Compared to the effects of the tip clearance height, the effects of the exit Mach number and the pitchwise variation of the tip clearance height on the cascade total pressure loss are so less significant to be omitted.     

机匣喷气位置对涡轮间隙流动控制的影响

采用数值模拟方法对利用机匣喷气方式控制涡轮间隙流动进行了研究。结果显示,采用机匣喷气方法能降低通过间隙的流量,推迟间隙涡形成,减小通道内二次流分布区域,使得涡区相对总压增大。采取适当的喷气位置,可以提高涡轮效率。不同轴向位置喷气提高涡轮效率的原理不同,30%轴向弦长位置喷气主要是减小上通道涡损失,而60%轴向弦长位置喷气主要是减小间隙涡损失。最大效率出现在30%轴向弦长位置喷气1%主流流量时,效率可以提高0.3341%。     

透平叶顶泄漏能量损失的数值计算

商用N S求解器已经被用于透平动叶顶部空隙的非定常流场的模拟和研究。本文介绍了一种新的用于透平动叶片顶部空隙区域流场计算的能量损失方法 ,可以方便地用于各种流场。发现高黏度效应区域位于上端壁附近而不是在叶片顶部。研究表明对于不同的动叶片其顶部泄流的能量时均损失是不一样的。该结果提供了一个有用的线索 ,可以通过叶片设计者设计出不同几何和空气动力学参数的非统一的动叶片 ,从而减小能量损失