航空燃气涡轮冷气掺混流动损失的数值研究

采用理论分析的研究方法,对不同冷气掺混形式造成的涡轮气动性能的变化进行了数值计算研究。针对气膜冷却所造成的流动损失,采用修正的Ito等压混合模型;而针对尾缘冷气喷射所造成的流动损失,则采用了修正的Schoberi流动损失模型。对于不同的冷却方式,假定它们之间对主流造成的流动损失是相互独立。以某高压涡轮导向器作为研究对象,分析了各种冷气参数和几何参数对冷气掺混过程的影响规律。研究结果表明,涡轮叶片气冷过程引起的叶栅总压损失随冷气入射角度、吹气比、混合层厚度的变化而显著变化,通过优化设计可以使气冷过程造成的流动损失最小。     

涡轮叶片型面气膜冷却效率的计算模型

研究并发展了以低雷诺数k ε紊流模型为基础的气膜冷却效率计算方法,将前人针对平板气膜冷却提出的掺混模型推广应用于涡轮叶片型面。计算结果表明,导向叶片型面存在四个典型区域,每个区域自气膜孔喷出的冷气射流与主流的相互作用的规律不同,对于四个典型区域分别建立质量喷出率φ和三维掺混系数γ两个经验参数随冷气吹风比变化的规律,并用所得的规律计算叶片上单排气膜孔下游的冷却效率,与实验数据符合良好。     

涡轮叶栅端壁气膜冷却数值模拟

对前缘上游有双排气膜孔的涡轮叶栅端壁气膜冷却进行了气动和传热数值模拟。计算模拟了两排26个气膜孔,每个孔截面的网格数达到近200个,计算域包括了供气腔。计算得到了端壁气膜冷却的冷却效率分布并进行了冷气射流粒子示踪。计算揭示了端壁气膜冷却的流动与传热传质机理,并据此提出了端壁抛射气膜冷却的概念。结果表明数值计算可模拟气膜冷却的主要流动与传热特征,但在数值的准确性上还需要进一步的完善。     

基于分离涡模拟的平板气膜涡系结构与流动损失数值研究

气膜冷却在保护高温部件的同时,主流与冷气干涉会形成复杂的涡系结构并造成掺混损失,研究二者之间的作用机理对指导气冷涡轮优化设计具有重要意义。本文采用DES (Detached-Eddy Simulation)方法对平板圆柱气膜孔的流场进行非定常数值模拟,分析了涡系演变规律以及掺混损失。结果表明：随着吹风比的提高,冷气射流与主流的流动掺混过程表现为两种不同的模式,低吹风比时下游冷气主要受顺时针方向的迎风涡控制,高吹风比时逆时针方向的迎风涡和顺时针方向的背风涡同时控制下游冷气运动;频谱分析显示,流场扰动存在着明显的倍频关系,基频信号由脱落涡产生,频率大小与吹风比呈线性关系;损失分析表明,流场损失主要由冷气与主流的温差换热导致,占总熵损失的90%以上。     

气膜孔喷气对涡轮气动性能影响的实验研究

为了认识气膜孔喷气对涡轮叶栅气动性能和流场结构的影响,应用涡轮平面叶栅风洞,实验测量和分析了在叶片表面不同位置气膜孔喷气情况下涡轮叶栅流场与性能,实验中气膜孔气流采用与涡轮叶栅相同的空气介质。实验结果表明,前缘气膜孔喷气使得涡轮叶栅损失随喷气流量增大而单调增大;但是,叶片压力面和吸力面气膜孔喷气对涡轮叶栅损失影响规律是复杂的,由于叶片表面不同位置流动特点的不同,在叶片表面不同位置的气膜孔喷气对涡轮叶栅流动损失和流动结构等的影响也是不相同的。     

气膜冷却涡轮数值仿真技术进展

随着航空发动机性能的不断提高,高压涡轮进口燃气温度不断提升,远远超过了金属许用温度。为了安全运行,需要对涡轮进行冷却。由于气膜冷却具有冷却效率高、易于实现等优点,在航空发动机中得到了广泛的应用。但由于用于气膜冷却的空气流量大、且与主流掺混过程复杂,如何准确模拟冷气与主流的掺混是气冷涡轮的设计关键。本文对气膜冷却涡轮仿真采用的冷气喷射源项法和真实气膜孔仿真方法的国内外发展及现状进行了阐述,总结了两种方法的优缺点和工程应用情况,并从工程应用角度对下一步的研究方向提出了建议。     

带尾缘劈缝冷气喷射的涡轮叶栅性能实验及计算

通过平面叶栅实验和CFD数值计算方法,研究了叶片尾缘全劈缝冷气喷射下涡轮叶栅流场和气动性能。试验和计算发现,在冷气喷射条件下用不同损失系数描述涡轮叶栅性能,结论明显不同,用考虑冷气能量的能量损失系数评价气冷涡轮叶栅性能较为准确和客观。在较小的冷气流量下,劈缝冷气喷射使叶栅能量损失降低,尾缘劈缝冷气喷射可改善近尾迹区域的流动,减小尾迹亏损,降低尾迹掺混损失。尾缘劈缝冷气射流方向偏向叶片某型面,则尾迹损失峰值朝此型面偏移。     

主流压力梯度对气膜孔流量系数影响机理

测量了主流零压力梯度、正压力梯度及负压力梯度条件下气膜孔流量系数,分析了主流压力梯度对气膜孔流量系数的影响机理.结果显示:正、负压力梯度的存在对气膜孔流量系数的影响幅度最大值分别为22%及26%.主流压力梯度会对喷出气流施加弯转作用及挤压作用,同时也会改变喷出气流与近壁面主流的掺混作用,从而影响气膜孔流量系数.挤压作用使喷出气流管变细而增加喷出气流的流动损失;弯转作用主要影响喷出气流的流动轨迹,正压力梯度下弯转作用使喷出气流的轨迹靠近壁面而远离其自由喷射方向增加流动损失,负压力梯度的作用则相反;掺混作用会增加喷出气流的动量消耗,正压力梯度对掺混有抑制作用,从而减少喷出气流用于掺混的动量损失,负压力梯度则相反.      

轮毂封严气体对高压涡轮二次流动的影响

1引言目前,国内外对封严冷气掺混已有一定的研究,宾夕法利亚大学的Mclean研究了转静子封严腔冷气孔位置以及冷气流量等对主流的影响,发现了很小一部分冷气也会对涡轮的性能和涡轮出口条件产生很大的影响[1,2]。Jakoby等人对涡轮内部转静子封严腔和主流通道中的流动进行了数值模     

气冷高压涡轮模拟试验研究

为了量化评估冷气掺混对高压涡轮性能的影响,综合分析现有设备能力,采用动量比相似的模拟方法,在2个结构和测试布局相同,但叶片分别为实心叶片和气冷叶片的涡轮上进行对比试验,并借此开展冷气流量、气膜孔位置因素对涡轮性能影响的试验研究。结合试验数据对比分析不同的效率计算方法,确定有效效率为气冷涡轮效率的计算方法。试验结果表明:涡轮性能随冷气流量的增加逐渐恶化,作功能力逐渐下降,效率降低幅度呈先减小后增大趋势;从前缘至尾缘,冷气越靠后进入主流道,气体能量利用率越低,涡轮效率越低。     

涡轮叶栅前缘上游端壁气膜冷却的流场实验研究

对前缘上游端壁有单排和双排孔冷却的大尺寸低速涡轮导向叶栅进行了气动测量、热示踪和端壁流场显示,在吹风比1～3范围获得了叶栅内的详细流场、冷气的空间分布和端壁上的流动图案。结合先前测得的没有冷却时的流场数据,这些结果表明端壁气膜冷却对叶栅流场结构有重大影响,吹风比是主宰射流与二次流间相互作用的主要因素,双排孔喷射使冷气比单排孔喷射更贴近端壁。低吹风比喷射冷气不能到达压力面并被二次流逐渐卷离端壁;中吹风比喷射有效的抑制了二次流的形成,并使端壁流线偏向于无粘流流线,冷气很均匀的覆盖在端壁上。      

导叶冷却对涡轮级性能影响的数值研究

针对某高压燃气三维扭转涡轮导叶全叶身冷气射流进行了数值模拟,详细分析了在设计转速下改变冷气流量对叶片气动性能、冷却效率和叶栅通道损失的影响;对比分析了在冷气流量相同的条件下,改变转速对涡轮级性能影响.结果表明:不同冷气流量对导叶冷却孔附近区域的静压影响较为明显,而对下游转子的型面静压影响不大;导叶冷气射流对叶栅通道内主流气流角影响较小;冷气流量占主流流量由2.50%增加至6.25%,叶片绝热壁温降幅达11.19%,导叶叶栅通道总压损失和能量损失分别增加了12.95%和12.01%,而涡轮级功率和级效率分别降低了2.39%和1.51%.      

横向加速度对飞行发动机绝热层烧蚀影响的实验研究

设计了实验发动机与实验装置,进行了一系列飞行固体火箭发动机横向过载模拟试验,获得了不同加速度下发动机内绝热层烧蚀率定量化的试验数据。验证了横向加速度严重影响局部绝热层烧蚀的事实。机理分析表明,此种结果是由于横向加速度作用下燃气中Al₂O₃液态粒子偏离发动机中心线,沿离心力方向大量沉积所致。此项研究为相关的工程设计提供了基础性的依据。      

大转角反弯叶栅气膜冷却实验研究

对大转折角气冷涡轮直、反弯叶栅出口流场进行了不同位置10排孔喷气及多排孔喷气等26套冷却方案测量。结果表明,无冷气喷射时反弯叶栅内损失高于直叶栅;压力面、吸力面近尾缘处喷气可降低叶栅损失;反弯叶栅前部多排孔气膜冷却的损失增加值要低于直叶栅,后部多排孔喷气则可降低叶栅损失。      

冷气喷射对直叶栅型面压力分布影响的实验研究

对一个具有典型涡轮导向器叶片型线的直叶栅,由叶片表面不同位置以不同的质量流量比喷射冷气,进行型面压力分布变化规律的实验研究。结果表明,前缘正对来流方向喷射冷气时压力变化较小。压力梯度和主流速度的不同使得压力面喷射冷气对压力分布的影响要小于吸力面喷射冷气时的情况。冷气射流对主流的滞止作用所造成的压力升高值比卵型涡导致的压力降低值小。从型面压力降低程度可以定性看出不同位置喷射冷气时卵型涡强度的大小。     

涡轮叶栅前缘气膜冷却数值模拟

采用具有三阶精度TVD性质的有限差分格式及多区网格技术,对某型前缘带有两排冷气孔的涡轮叶栅的气膜冷却流场进行了全三维N-S方程数值求解,分析了在前缘滞止区域附近两排孔的冷气射流各自的运动规律、温度分布以及不同吹风比情况下前缘区域气膜冷却绝热效率的分布特点。结果表明,冷气孔的位置、排列方式以及冷气喷射率的变化对叶片前缘区域的绝热效率分布的影响是非常明显的。      

叶片前缘喷气对大转角涡轮平面叶栅气动性能的影响

对具有前缘逆主流不同位置喷射冷气的大转折角气冷涡轮直叶栅进行了详细的流道内部测量。实验结果表明,冷气喷射改变了叶片型面静压分布规律;前缘不同位置喷气对流道内部通道涡和端壁附面层的影响差异较大;不同冷却方案导致损失增加的机理不同,损失增加量级也有所不同。     

孔位对涡轮叶片表面气膜冷却换热系数的影响

采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验，测量了涡轮导向叶片表面不同位置单排气膜孔喷射时下游的换热系数，研究了孔排位置、吹风比的影响。风洞实验段由3个叶片组成，中间的叶片为试验叶片，由优质木材制成。试验叶片表面上开有15排气膜孔，吸力面3排，前缘区6排，压力面6排。实验中吹风比的变化范围是0.5～2.5。研究结果表明：由于气膜孔排位置的不同，喷气对换热系数的影响范围不同，换热系数受吹风比影响的变化趋势也有所不同。