温度分布对自由盘层流换热的影响

在盘面过余温度为半径的多项式分布的第1类热边界条件下,对自由盘不可压层流流动和换热进行了数值模拟,盘面局部努赛尔数的计算值与理论解相比符合很好。计算结果表明:过余温度成倍变化时,盘面局部努赛尔数不受影响;过余温度按n次单项式分布时,盘面的局部努赛尔数与所有按n次多项式分布时所得局部努赛尔数相比为最大;过余温度为任意多项式分布时,盘面局部努赛尔数数值上介于过余温度单独按该多项式的最高次和最低次分布所得到的局部努赛尔数之间,且随最高次项系数的增大而增大、随最低次项系数的增大而减小、随着中间次数项的系数在低半径区域增大而增大在高半径区域增大而减小。通过对计算数据的分析,给出和验证了过余温度按任意多项式分布时盘面局部努赛尔数的计算公式。     

双辐板涡轮盘盘腔单向流固耦合分析

为减轻质量、提高冷却效率,针对下一代高推重比涡扇发动机高压涡轮盘的优化设计,基于3维双辐板涡轮盘模型进行单向流固耦合分析,通过定常流动换热分析得到该结构盘腔中的流场、压力场和温度场分布,将盘腔表面压力分布和盘体上的温度分布作为载荷传递给盘体,对盘体进行应力分析得到应力场,从而建立起温度场和应力场的直接关联,总结出盘腔转速是影响盘体最大等效应力的关键参数,为双辐板涡轮盘的冷却设计和结构优化提供了数据支撑。     

叶片外换热计算程序STAN5收敛性改进

涡轮叶片外换热计算程序STAN5,采用Patankar-Spalding方法求解可压缩边界层微分方程,获得流动及温度边界层内的参数分布,进而得到叶片表面的外换热系数分布。本文分析了STAN5程序的求解方法,研究了程序在外流场存在较强逆压梯度时出现计算不收敛及错误收敛等现象的机理,并对程序进行了两点改进:修正了逆压梯度下边界层内部速度分布,建立了边界层内部沿流向的网格分布与主流压力梯度间的联系。改进后的程序有效地避免了计算发散等问题。     

反向旋转盘间非稳态换热特性的实验研究

将反向旋转的高低压涡轮盘简化成了几何形状相对简单的反转盘系统。用实验的方法研究了非稳态情况下改变冷气流量和改变两盘转速对两盘温度和盘面平均努塞尔数的影响。结果表明:(1)进气雷诺数是最重要的影响因素,它对换热的影响是瞬时的,雷诺数升高两个盘面的努塞尔数同时增加;(2)在本实验范围内,转速对盘面换热的影响有限,而且它只影响转速变化的盘的表面换热而对对面的盘没有明显的影响。      

基于主动热载荷管理技术的涡轮盘疲劳寿命

为降低航空发动机涡轮盘失效风险并提高使用寿命,将主动热载荷管理技术应用于预置裂纹的涡轮盘模型,采用通用权函数法计算裂纹应力强度因子进而分析轮盘寿命,研究经主动热载荷管理的轮盘上能量分布对轮盘寿命的影响,探索轮盘上热边界载荷与寿命的关联性和变化规律,并通过有限元仿真模拟初步分析其作用机理。结果表明:主动热载荷管理技术通过优化轮盘的温度分布,可以有效地降低裂纹附近的应力,延缓裂纹的扩展,显著的提高寿命和安全性,当热边界载荷系数分别取0.05和0.10时,轮盘相应的寿命分别增加12.2%和26.1%。     

变厚度涡轮盘上能量与应力分布的关联分析

提出一种分段解析法,推导给定变厚度涡轮盘内外缘加热能量下涡轮盘的温度分布与应力分布,从而建立起以能量转移系数表示的涡轮盘能量分布与温度分布及应力分布之间的直接关联.该关联应用于某型航空发动机低压涡轮盘,并通过与数值模拟对比,结果显示:温度与应力的理论分析结果与数值模拟结果吻合较好,最大相对偏差分别为2%与13%;等边界热流量条件下,随着能量转移系数的增大,涡轮盘内缘温度增大,外缘温度减小,涡轮盘等效应力水平降低,最大等效应力减小.分段解析法获得的能量分布与应力分布关联的准确性与可行性得到了验证.      

盘面温度水平对自由盘层流换热的影响

采用数值模拟的方法,研究冷气与盘面的温差(即不同盘面温度水平)导致的冷气密度变化对自由盘盘面换热所产生的影响(采用局部努塞尔数的相对偏差进行衡量),对比不可压空气与可压缩空气的换热计算结果发现:对于自由盘层流,盘面过余温度分布曲线的指数、盘面无量纲最大温差以及旋转雷诺数对盘面局部努塞尔数的相对偏差的影响可以忽略,相对偏差只与盘面无量纲局部温差有关;通过对计算数据进行拟合之后,得到了层流时自由盘盘面局部努塞尔数的相对偏差与盘面无量纲局部温差的计算关联式.      

内冷涡轮叶栅三维气热耦合数值模拟

为了研究涡轮动叶的内部冷却技术,对采用绝热边界的实心叶片、采用气热耦合的实心叶片和采用气热耦合的空冷叶片进行了研究.发现叶片导热对叶片温度场的影响相当显著;具有带肋蛇形通道和涡流矩阵肋片的内冷结构能使叶片温度大幅下降,但叶片表面温度分布不均匀性增大,换热系数沿叶片表面呈不规则分布.      

肋片扰流对柱肋通道传热和压损影响

针对涡轮叶片内部通道上、下游不同冷却结构的相互影响,采用瞬态液晶实验方法研究了上游90°、60°,V形和W形四种肋片诱导产生的入口条件,对柱肋通道传热分布、强化传热水平和压损的影响,并与无肋片(均匀入口条件)的柱肋通道进行了对比。结果表明,相比于无肋片情况的均匀入口条件,肋片诱导的涡流使柱肋通道底面的传热分布在展向变得不均匀。肋片在增强柱肋底面传热的同时降低了通道压损,从而提升柱肋通道的综合换热效率(但整体通道的流动损失增加了)。其中,W形和90°肋片使柱肋通道具有最高的传热效率,其次是V形和60°肋片,不带肋片的情况的综合传热效率最低。      

用低雷诺数k-ε湍流模型计算涡轮叶片的对流换热

考虑压力面强顺压梯度及吸力面逆压梯度对Ｓｃｈｍｉｄｔ Ｐａｔａｎｋａｒ低雷诺数湍流模型进行改善,使之能用于模拟涡轮叶片上的对流换热情况。计算了６种涡轮叶片的１８个工况。参数范围是：出口雷诺数Ｒｅ２＝０５６×１０６～２７３×１０６;来流湍流度Ｔｕ∞＝０８％～８３％;平均壁温与气流温度比Ｔｗ／Ｔ０＝０６７～０８２。结果表明,在叶片上的传热计算与实验符合得很好     

航空发动机涡轮机匣传热分析技术研究

通过数值仿真和基础试验系统研究了涡轮机匣的传热特点,建立了高压涡轮机匣传热分析方法。总结机匣传热分析的主要技术环节,开展了机匣关键部位的CFD流动换热数值分析,给出了机匣表面换热分布规律,通过换热试验修正了机匣表面换热分析方法;通过机匣的过渡态温度分析,建立了涡轮机匣传热分析工程方法。     

进口不重合和轴对称造型对跨声速涡轮叶栅端壁传热特性的影响

为有效评估实际燃气涡轮叶栅进口端壁不重合和轴对称收敛端壁造型对叶栅端壁传热特性的影响,以某工业燃气涡轮第一级跨声速导向叶栅为研究对象,基于商用CFD软件ANSYS Fluent 15.0,研究了3种端壁结构:简化平板端壁、具有子午面轴对称收敛造型的实际涡轮叶栅外端壁(叶顶)和内端壁(叶根)在设计工况(进口湍流强度为16%,出口马赫数为0.85)下的流动和传热特性。计算分析了2种进口端壁不重合度(进口后向台阶高度为0、 6.78 mm)下,3种叶栅端壁结构的端壁热负荷分布、近端壁二次流结构和后台阶涡系发展。结果表明:轴对称收敛端壁造型和进口端壁不重合均会显著改变叶栅端壁二次流结构和热负荷分布规律;轴对称收敛端壁造型可在一定程度上减小端壁热负荷,尤其是叶片前缘肩部和喉部下游等易发生热腐蚀的冷却气膜难以覆盖区域;燃气涡轮实际运行中产生的进口端壁不重合导致叶栅前缘上游典型高传热区面积和强度(增大约140%)显著增大并向叶栅通道内迁移,使叶栅端壁承受着极高热负荷;实际燃气涡轮第一级导向叶栅端壁冷却方案设计必须充分考虑实际端壁造型结构和燃烧室-涡轮交界面端壁不重合对端壁热负荷分布的影响。      

燃气轮机涡轮叶顶间隙气热技术研究进展

涡轮叶顶间隙泄漏流动对其流道内气动损失、传热状况甚至总体效率都有较为明显的影响,是降低涡轮气热性能的关键因素之一。长期以来,叶顶间隙区域的流动传热机理及其气热控制一直是燃气轮机领域研究的一个热点和难点问题。鉴于此,从叶顶间隙泄漏流动机理及影响因素、间隙泄漏控制方法、叶顶传热冷却机理、影响因素与控制、叶顶间隙气热优化以及过渡态叶顶间隙变化规律及建模与控制等方面对国内外近十年来涡轮叶顶间隙气热技术方面的研究进展进行综述,并简要总结了叶顶间隙泄漏流的常用研究方法,包括流动传热试验与数值计算方法等。最后,对涡轮叶顶间隙气热技术的未来研究重点和发展趋势进行了展望。     

径向进气旋转盘腔换热特性试验研究

为分析流量系数和旋转雷诺数对径向进气旋转盘换热效果的影响,采用试验方法对径向进气旋转盘腔的换热特性进行了研究。通过测试不同工况下的旋转盘表面温度,获得了局部努赛尔数分布和平均努赛尔数的变化规律。试验结果表明:由于径向进气旋转盘腔内流动复杂,旋转盘面局部对流换热系数受流动影响出现多头分布的规律;同时,随着旋转雷诺数和流量系数的增大,转盘的平均努赛尔数增大,平均换热效果增强。     

气冷涡轮叶片三维换热问题计算

建立了三维气冷涡轮叶片换热计算的热-流耦合计算模型, 将辐射热量作为源项加入到方程中, 采用热-流耦合方法完成了某气冷涡轮叶片带辐射的三维换热计算.辐射热量的计算采用了P-1辐射模型, 比较了计算辐射和不计辐射时叶片表面的温度值及温度分布的差异.计算表明对于1600 K这样的高温燃气, 辐射热量不可忽略, 考虑辐射热量后, 叶片温度明显升高, 温度分布也产生了显著差异.      

前缘气膜孔布局对涡轮转子叶片流动传热的影响

为了研究不同前缘气膜孔布局对叶片内部冷却系统、温度场分布的影响,针对某典型冲击-对流-气膜复合冷却高压涡轮转子叶片,保持叶片主体冷却结构不变,通过改变叶片前缘各列气膜孔的数量形成5种结构方案,完成了1维流动换热及3维有限元温度场计算。并模拟发动机工况,试验研究了叶片内腔流量特性、叶片中下部2个截面的平均冷却效果随压比、流量比的变化规律。计算及试验结果均表明:涡轮转子叶片前缘气膜孔数量及布局对叶片前腔冷气量、前缘温度分布影响明显,而对后腔冷气量、尾缘温度影响较小。     

航空发动机涡轮机匣温度试验对比验证研究

涡轮机匣结构复杂且工作环境比较恶劣,直接利用发动机部件开展机匣表面换热规律研究难度极大.通过采用简化模型的基础研究结合某发动机部件试验验证的方式进行研究.在基础研究中,取涡轮机匣的1个周期性扇段作为研究对象,对机匣结构中的一些圆弧、倒角、倒圆等结构进行了简化,采用数值计算和瞬态液晶测试技术获得了涡轮机匣表面换热经验关系式;在验证试验中,针对某发动机部件,在压力和温度均接近发动机工况下进行试验,获得了涡轮机匣表面换热情况,并对基础研究获得的经验关系式进行了验证.研究结果表明:基础研究获得的换热经验关系式在发动机部件试验中同样适用.应用的研究方法可供类似研究借鉴.     

涡轮盘销钉孔损伤容限分析新方法及其应用

本文提出温度及离心载荷作用下三维构件损伤容限分析方法。该方法采用新型双重边界元法分析温度及离心力载荷作用下的涡轮盘三维裂纹应力强度因子 (SIF) ,并结合 Paris公式及 Euler法获得涡轮盘销钉孔边裂纹扩展形状及裂纹扩展寿命 ,进而采用二次估计方法获得涡轮盘裂纹扩展寿命修正值。利用新型双重边界元法分析了销钉载荷、温度场、裂纹形状对轮盘孔边三维裂纹应力强度因子的影响 ,并对以往涡轮盘销钉孔边裂纹扩展寿命分析工程方法的近似性进行了讨论。文中算例表明采用本文方法分析复杂载荷三维裂纹扩展寿命具有效率高、建模方便的优点。     

燃油脉动对温度场影响的数值研究

为了研究燃油脉动对燃烧室温度场的影响,分别对燃油脉动在均匀进口、径向速度畸变进口和周向速度畸变进口中进行了瞬态模拟,分析了燃油脉动在不同进口速度流场中对燃烧室温度场的影响。结果表明:燃烧室出口温度参数随燃油脉动变化呈现出相似的变化规律,但这种响应具有一定的滞后性;燃油脉动造成主燃孔区域燃烧不合理,使得主燃孔截面温度品质降低,出口径向温度分布系数FRTDF产生波动;燃油脉动和进口速度畸变不仅改变了燃烧室出口温度在径向和周向的分布,而且会使在叶尖和叶根处存在高温区,降低涡轮强度;燃油脉动在径向畸变进口中的影响程度最大。     

涡轮叶片表面气膜冷却的传热实验研究

对压力面和吸力面各有双排气膜孔冷却的涡轮导向叶片表面进行了详细的传热实验研究,在不同吹风比下获得了当地气膜冷却效率和换热系数,结合流场测量结果分析了叶片表面冷却和换热规律。结果表明不同孔排位置叶片表面气膜冷却效率和换热规律有很大不同,孔排位置一定时,冷却效果主要由吹风比决定。结果还表明尽管冷气喷射使型面换热系数随吹风比的增大而显著增大,气膜冷却还是能有效的降低型面的热负荷,其中以中吹风比喷射时冷却效果最为显著。