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1.
李军 《燃气涡轮试验与研究》2008,21(2):33-38
阐述了实验测试技术的发展历程和现代测量技术发展的最新成果,比较了各种实验测量仪器的具体参数.而后分别利用激光粒子图像测速仪和热线风速仪测量了涡轮叶栅沿叶高平面和出口速度场的整场信息,分析了圆柱尾迹对下游叶栅流动性能的影响,以及不同相对叶高下叶顶和叶根的二次涡会合、脱离情况.研究发现,在较小的相对叶高下叶栅出口二次涡汇合,强度较大;而在较大的相对叶高下二次涡分离.同时,上游圆柱相对位置变化得到的最高效率对应着圆柱尾迹被输运到下游静叶的前缘附近,最低效率对应着圆柱尾迹被输运到下游静叶的流道中央.实验结果可为叶栅气动性能研究提供有益的参考. 相似文献
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燃烧室壁面发散冷却气流影响下游涡轮静叶端壁的气热性能,论文采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程和SST湍流模型的方法研究了燃烧室壁面发散冷却和前缘槽缝射流作用下的涡轮静叶端壁流动结构和传热冷却特性。分析了3种发散冷却流量质量比和3种前缘槽缝射流质量流量比下的涡轮静叶端壁绝热有效度、静叶叶片泛冷却特性和叶栅流动结构。研究表明:在3种发散冷却气质量比工况下,槽缝射流质量流量比由1.0%增加至1.5%时,整体绝热冷却有效度可至少提升60%,且叶片前缘与压力面角区也得到充分冷却;发散冷却质量流量比增加会改善叶栅出口下游部分端壁冷却效果。上游发散孔流量大于下游孔且槽缝吸力面侧局部质量流量比高于滞止点附近位置,发散冷却与槽缝射流流量增加能够减小冷却气流量局部差异。发散冷却与槽缝射流流量增加会削弱马蹄涡,增强空腔涡,并对二次涡产生影响,从而改变冷却气流覆盖特性。静叶端壁气热性能的研究需要考虑上游燃烧室壁面发散冷却的影响,论文的工作为涡轮静叶端壁冷却性能分析提供了参考。 相似文献
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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。 相似文献
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涡轮静叶表面全气膜冷却换热实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用放大的涡轮静叶模型,利用大尺度低速线性叶栅风洞进行实验,测量了涡轮导向叶片表面完全气膜覆盖情况下局部换热系数分布特性.风洞实验段由三个叶片组成,中间叶片为实验叶片,由有机玻璃制成.叶片表面共有54排孔,前缘8排,压力面21捧,吸力面25排.对叶片前腔和后腔表面的换热情况分别进行实验,主要研究了不同质流比对换热特性的影响.研究结果表明:气膜的完全覆盖使叶片表面的换热情况得以明显改善,换热系数的具体分布随质流比的变化有所不同. 相似文献
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为了研究涡轮叶片凹槽状叶顶的非定常流动传热特性,以GE-E3第一级静叶和动叶为研究对象,采用ANSYS-CFX数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和标准k-ω紊流模型。数值预测的叶顶换热系数分布与实验数据吻合良好,从而验证了数值方法的可靠性。数值计算结果表明:静叶尾迹对动叶顶部的流动和换热特性影响显著。压力面侧前缘区域和吸力面中间位置的流场受动静干涉影响显著。叶顶表面的换热系数脉动主要出现在靠近前缘的凹槽底部表面和再附着线附近及吸力面侧肩壁。靠近动叶尾缘区域的换热系数脉动同时受动静干涉作用和下游流场的影响。定常计算得到的换热系数在前缘冲击区和分离线附近高于非定常时均值,在压力面侧肩壁附近小于非定常时均值。定常计算得到的平均换热系数要高出非定常计算结果3.5%。 相似文献
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压气机叶片负荷的提高使得叶片表面边界层更容易分离,利用上游叶排产生的非定常尾迹能够抑制边界层分离.运动圆柱代替上游转子,在保证下游叶片进气速度大小及攻角不变的情况下,改变圆柱运动速度以获得上游尾迹与下游静叶吸力面不同的夹角,发现在低负荷小分离情况下静叶损失系数与上游尾迹入射角无关;高负荷大分离情况下静叶损失系数随上游尾迹入射角的增加而降低.分析尾迹作用下高负荷静叶通道内流场,当进入静叶通道的尾迹与叶片吸力面近似平行时,尾迹诱导边界层增厚.使得叶片表面分离泡随时间大幅值脉动,损失增加;当尾迹与叶片吸力面的角度逐渐垂直时,尾迹抑制了边界层分离,同时叶片表面分离泡位置近似不变,其原因是尾迹以负射流形式进入边界层内部,补充了边界层内部低能流体,使得损失减小. 相似文献
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叶型探针对压气机叶栅气动性能影响的试验与数值研究 总被引:4,自引:2,他引:2
利用平面叶栅风洞,开展了安装叶型探针的压气机叶栅吹风试验.通过测取不同工况下叶片表面压力、栅后尾迹等气动参数,分析了叶栅在安装叶型探针前后的性能变化.同时,采用数值模拟方法,对前缘探头绕流旋涡在叶栅流道内部的发展演变规律及其损失特性进行了探索.研究结果表明:①探针对叶栅局部流场的扰动作用比较明显,其影响特性与叶栅工作状态相互关联;②探针对其所在叶片以及相邻两侧叶片总压损失系数的影响程度随来流攻角发生显著变化;③安装探针后,栅后尾迹与主流掺混作用加强,导致尾迹沿周向存在较为严重的扩散作用;④负攻角条件下,前缘实体探头会诱导叶片出口靠近叶盆表面出现一定强度与尺度的涡系结构. 相似文献
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为了准确预测发动机燃烧室和涡轮耦合复杂气热环境下涡轮部件的流动和换热特性,应用基于BSL k-ω湍流模型的高精度超大涡模拟方法(VLES),以及SST k-ω雷诺平均湍流模型对雷诺数为Re=380000的高压涡轮导叶C3X在均匀进口条件以及燃烧室-涡轮耦合情况进口条件下的涡轮流动和传热进行了数值研究。耦合FGM燃烧模型和VLES湍流模型,对GE LM6000燃机燃烧室进行了数值计算,验证了非稳态燃烧计算的精度和可靠性。研究表明,均匀涡轮进口条件下,VLES方法能够更准确地捕捉到高压涡轮叶栅内的非定常流动结构和传热特征,包括吸力面尾缘处出现的弱激波以及在叶片前缘上下端壁形成且向下游发展的马蹄涡,而SST k-ω湍流模型捕捉涡系能力较弱,导致叶片表面压力和换热分布的差异。在燃烧室-涡轮耦合计算中,基于VLES方法的数值计算预测到燃烧室出口/涡轮进口位置存在明显残余旋流。燃烧室出口速度和温度畸变对下游涡轮叶栅内流动和换热影响显著,加剧了涡轮通道内流动和传热的非稳态特征。表明燃烧室和涡轮耦合对于准确预测和研究涡轮相关的流动和传热特性具有显著影响。 相似文献
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为探究上游尾迹影响下的涡轮动叶前缘气膜冷却特性,采用压力敏感漆技术,研究了尾迹对涡轮动叶前缘带有三排径向复合角圆柱形气膜孔的气膜冷却效率的影响,获得了不同吹风比(1.0~3.0)和尾迹斯特劳哈尔数(0,0.12,0.36)条件下前缘区域全表面气膜冷却效率分布的实验数据。结果表明:有尾迹时,随着吹风比的增加,叶片前缘大部分区域气膜冷却效率逐渐增加,仅有压力面侧气膜孔附近冷却效率逐渐降低。随着尾迹斯特劳哈尔数增加,前缘靠近压力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大增加幅度达0.07,前缘正中间孔排附近径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.13,前缘靠近吸力面侧孔排下游的径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达0.18。整体看来,尾迹使前缘大部分区域气膜冷却效率降低。 相似文献
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为探究动叶上游不同轮缘密封结构封严出流对1.5级涡轮端区流场及轮缘密封间流动干扰的影响区别,通过Shear Stress Transport (SST)湍流模型对无密封腔室,上游密封结构分别为简单斜向、简单径向,下游密封腔室为简单轴向的1.5级涡轮进行了非定常数值模拟。结果表明:轮缘密封间干扰使带径向密封结构模型的下游轮缘腔室内封严效率偏低,并增强了固有的非定常不稳定特性。上游密封结构变化对动叶和第2级静叶流动的影响差异分别位于35%、65%叶高范围内;径向密封结构增加了上游静叶的堵塞效应、动叶入口气流的欠偏转程度、叶根吸力面负荷与14%叶高以上的轮毂通道涡强度,并在第2级静叶入口处产生更多低频压力波动,使其尾缘脱落涡尺度增大但13%叶高以上的轮毂通道涡强度较弱。与无密封腔室相比,通入封严气体总量为主流流量的0.8%时,带斜向密封结构的1.5级涡轮气动效率降低了0.94%,且带径向密封结构的1.5级涡轮气动损失额外增加了0.17%。 相似文献
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跨声速弯掠动叶压气机非定常流场的数值研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
The unsteady 3D flow fields in a single-stage transonic compressor under designed conditions are simulated numerically to investigate the effects of the curved rotors on the stage performance and the aerodynamic interaction between the blade rows. The results show that, compared to the compressor with unurved rotors, the compressor under scrutiny acquires remarkable increases in efficiency with significantly reduced amplitudes of the time-dependent fluctuation. The amplitude of the pressure fluctuation around the stator leading edge decreases at both endwalls, but increases at the mid-span in the curved rotors. The pressure fluctuation near the stator leading edge, therefore, becomes more uniform in the radial direction of this compressor. Except for the leading edge area, the pressure fluctuatinn amplitude declines remarkably in the tip region of stator surface downstream of the curved rotor, but hardly changes in the middle and at the hub. 相似文献
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时序效应对涡轮叶片非定常作用力影响的数值研究 总被引:4,自引:3,他引:1
为了研究时序效应对尾迹传递及其与下游叶片排的作用机理,利用基于密度修正的求解雷诺平均N-S方程的商用CFD软件对某一1.5级轴流低压涡轮级进行了详细数值模拟。通过调整第二级导叶的周向位置来产生时序效应,结合叶片中径处的静压系数分布来详细分析时序效应对涡轮叶片非定常力的影响。结果表明:时序效应对涡轮效率影响很小,涡轮最大和最小气动效率之间相差0.1%,当进口导叶尾迹撞击出口导叶前缘时涡轮效率最小;时序效应对动叶表面中径处压力分布影响不大,对出口导叶影响较大,压力分布改变的主要原因包括尾迹的对流传递及其撞击引起叶片环量改变;时序效应对涡轮出口导叶气动力分布影响较大,相对最大效率,最小效率下的气动负荷系数和方位角要大。 相似文献
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涡轮导叶前缘多排孔冷气掺混数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
针对某三维扭转冷却涡轮导叶在前缘开设3排冷却孔,冷却孔流向夹角均为90°,径向射流角分别为30°,60°和90°,分别采用点源项与真实孔射流两种方法对前缘冷却孔气动性能和冷却特性进行了对比研究,分析了点源项与真实孔冷气掺混机制以及不同径向射流角对叶栅通道流场和冷却特性的影响.结果表明:真实冷却孔射流对前缘附近约10%轴向弦长范围内的流动影响较大,冷却效果涵盖了整个导叶;点源项方法所得压力与非冷却涡轮很接近;冷气径向喷射角减小,真实孔模型导叶表面温度下降了8%~16%,而点源项模型导叶表面温度降低了21%~23%.在工程实际中不能将点源项法计算结果用作定量评估依据. 相似文献
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为探究船用增压器涡轮在耦合进排气壳条件下的流动特性,采用SST湍流模型和FFT方法对某增压器轴流涡轮与进排气壳耦合的流场进行非定常数值模拟,重点分析排气壳非对称流场对涡轮动叶片压力的干扰特性和扰动来源,在此基础上提出基于导叶非对称布局的激振力弱化改型方案并进行了验证。结果表明:进气壳影响静叶前缘静压沿周向的分布,排气壳流场导致的非对称背压会给动叶表面造成低频的压力波动,约为3.6%的转子通过频率,在尾缘吸力面处该低频波动幅值大于动静叶排干涉导致的高频波动幅值;排气壳内部复杂的分离流动和涡系结构是产生上述流动干扰的主要原因。4种非对称布局方案都能在几乎不影响涡轮性能的前提下分散并弱化高频波动幅值;其中Case2尾缘高频幅值减小了98.6%,低频幅值减小了52.6%,而且涡轮效率还有略微提高,为最优布局。 相似文献