超高负荷涡轮叶栅叶顶间隙流动特征及间隙高度的影响

采用数值模拟方法研究了超高负荷涡轮叶栅叶顶间隙流动特征,详细分析了泄漏涡、叶顶分离涡、上通道涡等的流动细节,在此基础上分析间隙高度对流场特征和叶片负荷的影响.结果表明:超高负荷涡轮叶栅叶顶间隙区域存在多种形式的流动分离,泄漏流非常强烈,不仅直接影响上通道涡的形成与发展,使通道涡整体向叶根移动,而且部分泄漏流进入下通道涡;随着间隙高度增加,叶顶分离涡和泄漏涡均明显增强,叶片负荷尤其是叶顶负荷有所降低.      

间隙高度对某涡轮叶尖间隙泄漏流影响的研究

利用三维湍流数值模拟方法模拟某跨声速高压涡轮流场,研究了转子叶尖间隙高度对涡轮转子间隙泄漏流动的影响,详细描述了间隙流动结构随间隙高度的变化情况。研究结果表明:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流流量线性增加,并导致转子叶尖附近流体偏转角度减小。间隙高度每增加1%相对叶高,间隙泄漏流量占总流量的比例约增加2.1%。间隙高度变化对间隙内部流动的影响明显:当间隙比较小时,随着间隙高度的增加,分离泡的大小迅速增加,回流区域减小。随着间隙高度的增加,间隙泄漏涡尺度迅速增加,同时由于泄漏流中高速流体流量增加,通道涡远离叶片吸力面并向靠近机匣的方向移动,泄漏涡也向远离吸力面方向运动。     

叶顶不同位置喷气对涡轮间隙泄漏流动的影响

为研究叶顶喷气位置对涡轮间隙泄漏流动的影响,在低速条件下用五孔探针对不同叶顶喷气位置和间隙大小的涡轮叶栅出口进行了详细的测量,并通过数值计算对叶顶间隙三维流场进行了对比,分析叶顶不同位置喷气对三维流场和损失的影响。结果表明:叶顶喷气对泄漏流动的影响随间隙尺寸增大逐渐减弱,小间隙时喷气明显抑制了泄漏流动动能,在降低因泄漏涡所引起损失的同时增加了因通道涡产生的损失,靠近吸力边喷气方案使得泄漏涡损失峰值下降达48.6%,而通道涡损失峰值增加10.4%;大间隙时泄漏流动动能较大,喷气对泄漏流动的影响较小;通过减小泄漏流动动能以削弱泄漏涡与通道涡的相互作用,控制较大三维流动分离的发生,可有效改善流道内间隙侧的流动。     

具有叶顶间隙涡轮转子叶栅流动的拓扑及旋涡结构观测

为了了解具有顶部间隙的涡轮转子叶栅流道内及间隙内的流动状况,采用五孔球头测针和五孔微型束状测针分别对叶栅流道和间隙进行了测量,同时对端壁及叶片壁面进行了流动显示,采用拓扑分析方法对显示结果进行了详细分析,探讨了间隙存在时叶栅各种旋涡的形成机理。测量及显示结果表明：由于顶部间隙的存在,在叶栅顶部形成如泄漏涡等复杂的涡系结构,这些涡系之间及它们与上通道涡之间发生强烈的相互作用,明显增大了叶栅的顶部损失;在叶栅尾缘附近存在着部分回流区域。     

高负荷低展弦比氦涡轮端壁损失机理研究

以某多级氦涡轮第一级为研究对象,借助数值模拟技术对低展弦比涡轮动静叶端壁通道涡迁移及干涉机制进行研究,并考察了叶片弯曲对涡轮气动性能的影响。结果表明：受下端壁道涡影响,导叶出口近叶根处气流过偏转,导致转子前缘近轮毂区正攻角变大;叶片根部负荷增加,致使马蹄涡压力面分支与吸力面分支交点前移;下端壁通道涡径向迁移至近叶顶区,其与叶尖泄漏涡相互影响致使叶顶区粘性损失显著增加。弯叶片对低展弦比大折转涡轮叶片的作用效果与传统涡轮具有明显差别：叶片正弯时叶顶载荷减小,导致叶顶间隙泄漏涡与通道涡强度及损失显著减小,涡轮性能得到改善;叶片反弯时叶顶载荷增加,致使叶尖泄漏损失增大,且强径向压力梯度作用下下端壁低能流体向叶顶汇聚,损失显著增加。     

翼梢小翼对涡轮间隙泄漏流动影响的数值研究

转子叶片叶尖增加翼梢小翼是控制涡轮间隙泄漏流减小泄漏损失的有效手段之一,为研究翼梢小翼位置对高压涡轮间隙泄漏流动的影响,利用数值模拟方法求解雷诺平均纳维-斯托克斯方程获得涡轮通道内的三维流场,并详细分析叶片压力边和吸力边增加翼梢小翼对间隙泄漏流及涡轮气动损失的影响。研究发现:压力边翼梢小翼可以降低间隙泄漏流量,但基本不改变间隙泄漏涡结构,对涡轮效率影响较小;吸力边翼梢小翼虽然对降低间隙泄漏流量作用不明显,但可以有效地抑制泄漏涡的生成和发展并削弱叶片吸力面壁面潜流,降低泄漏流动损失。结果表明:在控制间隙泄漏流动减小泄漏损失方面,吸力边翼梢小翼明显优于压力边翼梢小翼。     

向心涡轮内部流动数值模拟分析

利用三维数值模拟方法对向心涡轮内部流动进行数值模拟,分析了岛型导叶的气动特点、通道中的二次流动和各个涡系的发展以及不同叶尖间隙对流动的影响。结果表明:在一定范围内岛型导叶对气流角变化不敏感;在靠近动叶进口处二次流动比较明显,流动比较复杂,而通道中各个涡系的演化发展都集中在靠近动叶吸力面一侧;随着的罩壳半径的减小,动叶叶尖处间隙流动逐渐增强;适量的间隙流动有利于改善通道顶部区域流动。      

带吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验

为了进一步揭示吸力面小翼在不同叶尖间隙条件下的影响机理,开展了有/无吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验.结果表明:与无间隙叶栅相比,叶尖相对间隙为1%时引入的泄漏流可以有效抑制叶片吸力面/端壁角区三维分离的产生,叶栅总损失和气动堵塞程度最低,此时为研究的4种间隙工况中的最佳间隙工况.吸力面小翼在此间隙下降低了泄漏涡强度的同时使通道涡增强,叶片吸力面重新出现了三维分离流动,叶栅总损失和堵塞程度均有所增加.在叶尖相对间隙为2%和3%时,带吸力面小翼叶栅中叶尖分离涡增强,主导叶尖区流动的泄漏涡强度减弱,两种间隙下叶栅总损失系数分别降低了8.9%和12.5%,堵塞系数分别降低了6.9%和6.3%.在研究的3种非零间隙条件下吸力面小翼降低了叶栅气动损失对叶尖间隙变化的敏感性,减弱了叶尖泄漏涡造成的叶栅出口气流角的欠偏转/过偏转程度.      

压力面小翼对涡轮叶栅不同间隙下流场影响的实验

对某涡轮叶栅加装不同宽度的压力面小翼对叶栅间隙流场的影响进行了实验研究,详细测量了间隙高度为0.5%h,1%h,1.5%h时叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况.通过实验结果分析得出:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流动加剧,泄漏涡增强,叶栅总损失增加,同时使上通道涡的强度减弱;压力面小翼在间隙高度为0.5%h时对间隙泄漏流动的控制效果较好,宽度为0.4倍当地叶片厚度的压力面小翼能使叶栅总损失降低18%.间隙高度为1%h时,0.3倍当地叶片厚度的压力面小翼效果最佳,使叶栅总损失降低10.37%.间隙高度为1.5%h时,压力面小翼对间隙泄漏流动基本没有影响,但在一定程度上降低了叶栅总损失.      

具有叶尖小翼的涡轮叶栅间隙流动的实验研究

涡轮动叶叶顶间隙流动是引起动叶内部流动损失的重要因素之一,大约30%的流动损失是由间隙流动引起的。对高负荷涡轮叶栅在间隙高度1%叶高、0°冲角的条件下,加装不同宽度和安装位置的叶尖小翼进行了实验研究,结果表明,压力面小翼在一定程度上削弱了泄漏涡强度,0.3倍叶片当地厚度的压力面小翼效果最佳。吸力面小翼可使泄漏涡运动轨迹向相邻叶片的压力面侧偏移、泄漏涡强度减弱,间隙泄漏损失降低。随着吸力面叶尖小翼宽度的不断增加,叶尖小翼对泄漏流动的控制作用也不断增强,当宽度在1.2倍叶片当地厚度时,对泄漏流动控制效果最好,可使叶栅测量截面总损失与不加小翼的叶栅相比降低28%。组合小翼不如单纯的吸力面小翼效果好。     

涡轮叶尖间隙泄漏流动主动控制数值模拟

结合基于压力修正的雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序,对某一轴流涡轮转子采用叶尖间隙射流主动控制对泄漏流场的影响进行了数值模拟.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0.3%;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,满足奇点总数规律.      

一种减小涡轮叶尖泄漏流的方法

提出了一种叶尖逆向涡流发生器减小叶尖泄漏流的方法,利用压力面和叶顶面的压力差,将气流从压力面引入,从叶顶面逆着叶尖泄漏流方向高速射出减小叶尖泄漏流.对某典型毫米尺度涡轮叶栅进行了有/无逆向涡流发生器流场的数值对比分析,分析了不同进口条件下逆向涡流发生器对叶尖泄漏流和周向载荷的影响.结果发现:在典型进口条件下,逆向涡流发...     

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。     

顶部间隙对超声速膨胀器流动特性的影响

隔板与机匣之间留有间隙,间隙的存在势必会对超声速膨胀器的内部流场和总体性能产生影响,为了获得超声速膨胀器内部间隙流动的流动细节,采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ε湍流模型,就顶部间隙对超声速膨胀器流动特性的影响进行了数值研究。结果表明:膨胀流道出口斜激波导致吸力面压力高于压力面,隔板尾缘附近部分泄漏流体经间隙流回压力面侧;间隙的存在导致吸力面进口及中、后部近下端壁压力上升,而压力面前缘附近压力下降,对比同一隔板位置,间隙高度每增加1%喉部高度,超声速膨胀器隔板载荷系数最高下降2.6%;端壁损失和斜激波损失降低,但产生了泄漏损失,三维流道内总的流动损失增加,膨胀器效率降低,本文研究范围内效率最多下降8.8%;马蹄涡、泄漏涡及二者之间的相互作用是顶部区域的主要涡系结构;前缘附近气流经间隙流到吸力面侧和尾缘附近泄漏流体越过间隙重新流回压力面侧是间隙内气流的主要运动形式。     

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.     

涡轮叶尖镶嵌肋条对泄漏流场的影响

结合基于压力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,通过沿着叶尖表面加肋条以期减小叶尖间隙泄漏损失,对某一轴流涡轮转子叶尖表面镶嵌肋条对泄漏流场细节的影响进行了数值研究,并详细分析了不同肋条高度和肋条宽度对泄漏流场的影响.结果表明:肋条使得气流通过压力面肋条时出现分离形成回流区,阻碍泄漏流动,减小泄漏损失;肋条高度h对涡轮效率有较大影响,且有个最佳肋条高度值,在最佳肋条高度下涡轮效率提高0.13%;肋条宽度w对流场影响不大,但小肋条宽度形成较大的空腔,可以稍提高涡轮效率.      

大间隙涡轮叶栅流场结构的研究

对具有 3.6 %相对叶顶间隙涡轮叶栅的三维流场进行了实验和数值模拟 ,分析了大间隙涡轮叶栅流道内的涡系结构。结果表明在叶顶间隙内部和上半叶展出现了复杂的分离涡系 ,在上半叶展存在叶顶泄漏涡、上通道涡、吸力侧脱落涡、压力侧叶顶脱落涡和被泄漏流吹向下游的尾缘涡系的相互作用。     

叶顶间隙对高压涡轮动叶应力影响的数值研究

针对叶顶间隙直接影响高压涡轮动叶气动特性及结构可靠性的问题,对不同叶顶间隙下的涡轮动叶进行了气热耦合数值计算.通过对流体域与固体域在物理边界上能量的传递进行耦合计算,揭示了泄漏涡流运动对叶片所受温度、压力分布的影响规律,分析了叶片热应力、气动力变化对结构强度的影响.结果表明:随着叶顶间隙高度的增加,泄漏流速增加,热应力变化明显,叶顶间隙高度在0.3%~3.0%变化过程中,叶片最大等效应力增大2.6%.所得结果可为叶顶间隙控制提供理论依据.