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为了研究超声速涡轮叶栅通道内的超声速气膜冷却,采用数值计算的方法,对主流压比2.33~4、冷气入射角度15°~45°条件下的涡轮叶栅超声速气膜流动和传热进行了研究。计算结果表明:超声速气膜射流与主流作用后产生的斜激波与尾缘激波交汇,形成两道反射激波,其中一道反射激波作用在气膜孔下游的叶片表面又形成了反射;在不同的主流压力下,超声速气膜射流在叶片法向和展向上展现出不同的发展特征,对转涡对(CVP)在展向上相互挤压,扼制了高温主流卷入叶片壁面;主流压比增加到4,气膜射流区在法向拉长,在展向相对较弱,导致主流在对转涡对(CVP)的作用下被卷入气膜射流的底层,壁面冷却效率降低;气膜入射角从15°增大到45°,冷却效率整体上呈先上升后下降趋势,在入射角30°时冷却效率相对最大,这与射流的穿透能力、冷却气流再覆壁面特征有关。 相似文献
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为了研究大子午扩张低压涡轮变工况下的流动性能,分别对大子午扩张低压涡轮的两套不同的扇形叶栅进行气动实验研究。在设计进口气流角条件下,分别进行不同高亚声速马赫数出口变工况实验研究;在出口马赫数不变的条件下,完成变攻角实验。分析了大子午叶栅流动损失特点和二次流的影响规律。结果表明:大子午扩张实验叶栅出口存在两个明显的高损失通道涡,上通道涡位于展向1/3位置,远离上端壁,且强度明显大于下通道涡。随着马赫数增加,叶栅出口流动损失增加了15%。大子午扩张涡轮端壁曲率影响近端壁叶片的压强分布和变工况敏感性,优化端壁曲率将有助于流动状态的改善。 相似文献
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涡轮叶栅超声速流场流动特征与气膜冷却特性 总被引:3,自引:1,他引:2
应用shear strain transport(SST) k-ω 两方程湍流模型,对超声速涡轮叶栅通道内气膜冷却特性进行数值研究,得到不同气膜孔倾角和吹风比下叶栅通道内流场流动特征以及气膜冷却效率的变化规律.在激波入射点附近的气膜射流能够向分离区边界层中补充动量,克服逆压力梯度,有效改善由于激波引起的局部过热.亚声速流动状态下的气膜入射角度对冷却效率的影响能够在较大吹风比下得以体现,而超声速主流状态下,气膜冷却效率与入射角度基本无关,说明亚声速的气膜冷却射流对超声速主流的穿透力要弱于对亚声速主流的穿透力;超声速主流条件下,在激波入射位置的气膜冷却效率要高于激波入射位置下游的气膜冷却效率,这与气膜孔出流在当地的湍流度有关. 相似文献
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针对变循环发动机在工作过程中进行涡轮流量调节的需求,以某涡轮的第一级作为研究对象,采用三维数值模拟的方式,对在导叶上不同射流位置、射流角度、射流流量的流场进行计算。结果表明:涡轮流量调节量对于射流位置十分敏感,在喉部上游附近的流量调节量最大;加入射流后涡轮损失增加,损失主要发生在射流于壁面上的流动区域;加入射流后,沿径向的大部分导叶出口气流角增大,从轮缘至轮毂导叶出口气流马赫数先增大后减小;涡轮流量调节效果与射流角度、射流流量成正比,当射流位于喉部附近、射流角度为90°、相对射流量为5%时,涡轮进口流量改变量达到13.03%,说明利用叶片表面射流,可以达到调节涡轮流量的目的。 相似文献
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在跨声速叶栅通道内,试验研究了叶片吸力面不同位置处的气膜冷却特性,详细地分析吸力面两个位置处的簸箕孔型在主流进口雷诺数为3.7×105、出口马赫数为0.81,0.91,1.01及气膜吹风比为0.6~2.1条件下的气膜冷却效率.结果表明:气膜孔2位于大的叶片曲率位置处,该位置处主流能使得射流更好地贴附在壁面上,但是该影响有利有弊.在小吹风比下,气膜孔射流本身就能很好地贴附壁面,因而主流使得气膜贴壁较好的作用不强,而主流使得气膜展向扩展不易的负面影响却比较明显.在大吹风比下,气膜射流法向分量较大,气膜容易脱离壁面,此时,气膜孔2由于主流作用使得气膜更好地贴附在壁面上,气膜冷却效率有较大提升. 相似文献
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涡轮叶栅叶尖间隙流实验研究(英文) 总被引:4,自引:1,他引:3
Li Wei Qiao Weiyang Sun Dawei College of Propulsion Energy Northwestern Polytechnical University Xi’an China 《中国航空学报》2008,21(3):193-199
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. 相似文献
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高来流马赫数单列叶栅改串列叶栅性能对比试验 总被引:3,自引:1,他引:2
基于某高负荷轴流风扇高临界来流马赫数静叶改型设计的需求,对原型单列叶栅和改型串列叶栅开展性能对比试验研究,通过详细分析两型叶栅内部流场参数,量化评估了串列叶栅在高来流马赫数条件下的改进设计效果.结果表明:串列叶栅比单列叶栅在降低流动损失,提升增压能力方面具有显著优势.相比单列叶栅,设计状态下串列叶栅总压损失系数降低了19%,静压比提高了3.1%,基本缓解了单列叶栅原有设计状态的流动堵塞现象.串列叶栅前排叶片对后排叶片吸力面附面层发展会产生抑制作用,使得后排叶片具有较好的工作性能. 相似文献
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Yinxin ZHU Wenqiang PENG Zhenbing LUO Qiang LIU Wei XIE Pan CHENG Yan ZHOU 《中国航空学报》2023,36(7):366-377
To effectively reduce the loss of strong shock wave at the trailing edge of the supersonic cascade under high backpressure, a shock wave control method based on self-sustaining synthetic jet was proposed. The self-sustaining synthetic jet was applied on the pressure side of the blade with the blow slot and the bleed slot arranged upstream and downstream of the trailing-edge shock,respectively. The flow control mechanism and effects of parameters were investigated by numerical simulation. The res... 相似文献
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涡轮叶片尾缘开缝喷气的数值模拟和试验研究 总被引:2,自引:1,他引:1
以某涡轮叶栅为研究对象,采用试验和数值模拟相结合的方式研究了涡轮叶片尾缘不同喷气形式对叶栅性能的影响。应用一维源项喷气模型,结合涡轮叶栅流场数值模拟,得到了不同喷气形式下涡轮叶栅流场细节。计算与试验结果显示:两种开缝形式下,喷气比例对叶片表面参数以及出口气流角影响不大,但能量损失系数随着喷气比例的增大出现先增大后减小的趋势。对开缝时,喷气引入吹除了附着在叶片尾缘的漩涡,并增强了尾迹与主流的掺混过程;半开缝时,喷气的引入仅吹除了附着在开缝处的漩涡,对于尾缘处流场影响不大。 相似文献