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1.
气热耦合条件下涡轮静叶三维优化   总被引:5,自引:5,他引:0       下载免费PDF全文
为解决涡轮静叶尾缘烧蚀问题并提升气动效率,采用气热耦合优化的方法对该叶片进行优化,优化分为对叶型优化以及对弯叶片优化两部分。优化结果显示,对叶型进行优化时由于叶型变化以及冷气流量增加2.68%导致叶片平均温度降低4.15%,最高温度下降61.7K,气动效率提升0.17%;对弯叶片进行优化时,顶部正弯效果明显,冷气流量增加0.11%,叶片平均温度下降2.4%,最高温度下降10.6K,气动效率提升0.16%。通过分析,对于该径高比较小的叶片,无论是叶型变化还是弯叶片变化,低能流体由端区进入主流导致的端区损失降低和激波损失的降低是导致气动效率提升的主要原因;冷气流量加大以及端区二次流减弱是造成叶片温度场降低的主要原因。  相似文献   
2.
气冷涡轮叶栅效率的计算方法   总被引:1,自引:0,他引:1  
将气冷涡轮叶栅中的冷气与主流在边界层中的掺混模型和在边界层外的掺混层中的掺混模型结合起来,建立了一个预估气冷涡轮叶栅效率的计算模型。根据该模型利用回转面叶栅无粘流场的计算结果和二维叶面边界层流动的计算结果来预估气冷涡轮叶栅的效率。该算法为气冷涡轮叶栅的优化气动设计提供了一个计算手段。  相似文献   
3.
某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究   总被引:3,自引:3,他引:3       下载免费PDF全文
为了确定某Ⅰ级涡轮盘的技术寿命,根据该盘的标准循环载荷谱,对该盘进行了应力分析,确定在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处为考核部位。为模拟标准循环时该盘在其考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳试验器上,对该Ⅰ级涡轮盘的一个旧盘进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明:该旧盘低循环疲劳试验至第6047 次循环时,有5 个销孔考核部位出现了裂纹。断口分析表明:该旧盘剩余的试验低循环疲劳失效寿命为6047 周  相似文献   
4.
针对在多级涡轮流道中沿流动方向燃气温度变化较大这一特点,为了准确反映出温度变化对气动热力计算结果的影响,提出了一种考虑变比热影响的S2流面的气动热力计算方法。该方法摒弃了传统的定比热气动热力计算公式和由温度、密度确定压力的求解顺序,而是根据导出的变比热计算压力的关系式求解压力,然后用温度和压力计算密度。计算结果显示出本文的算法较传统的未能充分考虑变比热影响的气动热力计算方法可以改善多级涡轮联算时的计算准确度。  相似文献   
5.
于清  杨弘 《航空动力学报》1997,12(2):197-200,222
给出了一个计算亚、跨音涡轮叶栅叶型损失的数值计算方法。主流采用时间推进有限体积法求解积分型欧拉方程,并采用了局部网格修正技术;附面层采用全隐格式求解有限差分方程;在叶栅出口与远后方均匀流之间进行了叶片尾迹与主流的掺混损失计算。算例表明本文的数值方法可准确地预测涡轮叶栅的叶型损失。  相似文献   
6.
有初始横流的冲击壁面强化的换热特性实验研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
张大林  常海萍  韩东  盛荣昌 《航空动力学报》1996,11(3):269-272,330-331
对初始横流的冲击壁面强化的换热特性进行了实验研究。实验的参数范围:Rej=5000-20000,Zn=1-3,Gc/Gj=1-1.3。实验表明:随着初始横流的增加(Gc/Gj的增大),将改善冲击粗糙肋靶面的换热特性;Zn的变化对换热有着明显的影响,存在一个最佳值;实验结果还表明冲击孔与粗糙肋相对位置对换热有影响。  相似文献   
7.
采用三阶精度TVD格式和隐式近似因子分解方法,求解了某型航空发动机两级低压涡轮的三维稳态流场。控制方程为欧拉方程组,流动损失以分布体积力的形式加入到方程组中。动静叶之间的参数传递采用了一种新的周向平均模型,基于连续流场的假设,各列叶栅的进出口条件采用了新的给定方法。为了证实本文方法的可靠性,与S2流面计算的结果进行了比较。  相似文献   
8.
发展了一种可考虑叶片间相角变化的三维失速颤振预测方法。二维计算的最小气动阻尼比三维值低,说明取特征截面的二维方法偏于保守,且特征截面的取法具有任意性,故二维方法仅能作为叶片颤振初步预估之用。为提高颤振预估的精度,需用三维计算对二维计算结果进行校核。三维和二维计算均表明叶片间相角对蒸汽轮机叶片气弹稳定性影响很大,叶片颤振预测必须考虑这一关键因素的影响。  相似文献   
9.
模仿某型发动机涡轮转子,研制了悬臂式热弯曲振动试验器,进行了热弯曲温度场测量、热弯曲变形试验、热弯曲振动响应试验,试验结果与采用传递矩阵法计算热弯曲振动响应相比较,理论值与实验值吻合较好。通过试验验证了热弯曲振动计算方法  相似文献   
10.
王荣桥  聂景旭 《航空动力学报》1996,11(4):361-363,435-436
针对某型航空发动机二级涡轮盘榫齿高温复合疲劳裂纹故障,采用全尺寸真实涡轮盘作为试验件,设计了一套新型试验方案,着重解决了高低周疲劳载荷的加载并互不干扰、高频感应局部加温(550℃恒温)、高周振动振幅控制以及裂纹检测等几大关键技术,载荷谱与加温均模拟外场真实情况。试验完全实现了故障再现,这说明:该试验方案设计合理,易于推广到其它多种构件的复合疲劳试验,在工程应用研究中具有重要意义。  相似文献   
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