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热斑在1-1/2级涡轮内的非定常迁移数值模拟 总被引:2,自引:2,他引:2
对典型的1-1/2级高压涡轮叶栅,通过求解二维非定常N-S方程研究了燃烧室出口热斑对涡轮一级动叶和二级导叶流场和温度场的非定常影响。计算表明热斑的存在对涡轮级型面时均压力的影响微小,但是会显著地增大一级动叶和二级导叶型面压力随时间波动的幅度。计算印证了热斑会导致涡轮一级动叶压力面严重过热的结论,并显示在二级导叶上会出现与一级动叶类似的压力面过热现象。 相似文献
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为了揭示燃烧室涡轮交互作用机理,采用尺度自适应模拟方法对某航空发动机燃烧室和燃气涡轮开展了跨部件联合数值模拟研究,分析了燃气涡轮导叶对燃烧室内部流场和温度场的影响、燃烧室出口速度分布和热斑对涡轮气动和传热的影响。结果表明:尺度自适应模拟方法在预测燃烧室和燃气涡轮部件性能方面具有较高精度,并能有效捕捉燃烧室及涡轮流道中的复杂涡系结构。同时,涡轮对燃烧室内部速度场的影响一直可以回溯至导叶上游0.3倍弦长的距离,燃烧室出口速度分布对涡轮内部流动、热斑对燃气涡轮导叶及动叶绝热壁温均有较大影响。 相似文献
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涡轮叶栅进口热斑迁移及其影响因素研究试验装置设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对涡轮叶栅进口热斑问题,设计搭建了一套涡轮叶栅进口热斑迁移及其影响因素研究的试验装置。采用扰流棒和向主流注入热次流分别模拟进口湍流和热斑,叶栅试验件5叶片4通道结构实现了较好的试验件周期性,采用非金属材料加工叶片并研发了对应的偶丝敷设工艺,通过红外热像仪和热电偶对比测温及进、出口温度场测量实现对热斑的迁移运动追踪。试验验证表明:该装置易于调节进口热斑的周向、径向位置并准确改变热斑温比、湍流度等参数;红外测温结果与热电偶测温结果平均值相差约2.4%,满足涡轮叶栅内热斑迁移及影响规律研究需要。 相似文献
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在大子午扩张涡轮中,流道的子午扩张会造成较强的端部二次流动,从而产生较大的端区损失。为重组大子午扩张端区流动以减小端区损失,对燃气轮机动力涡轮第一级静叶进行正交设计优化,并对重新设计的正交叶片和原型叶片进行数值模拟计算及对比分析。研究结果表明,采用正交叶片作为大子午扩张静叶的涡轮级效率有明显提高,正交涡轮使得上下端壁的流动趋于平缓,并使得上端壁的通道涡减小,上端壁的流动沿"C"型压力场向叶片的中部移动,减少了端区的流动损失。在叶中和叶根部分流动损失也得到了减小。同时径向静压梯度明显减小,改善了附面层径向的串动,第一级涡轮的效率提升了0.74%,主要提升位置在80%到90%相对叶高处,功率提高了0.69%。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2017,(4)
利用小型五孔探针测量了不同工况下单级跨声轴流压气机弯曲静叶出口三维流场。结果表明,静子出口有明显的尾迹特性,其对后排叶片的影响不容忽视。静叶角度调节对静子叶片出口气流角及尾迹形状有较大的影响。弯曲叶片对端壁角区低能流体具有径向迁徙作用,有利于提高压气机扩压能力。叶尖、叶根及静叶吸力面侧尾迹区,是高阻滞、高损失、高涡量区。径向速度在叶根及叶尖呈现较大的周向不均匀度,切向速度、轴向速度在叶根也存在较大的周向不均匀度。 相似文献
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采用模型实验和数值方法,针对特定的涡轮集气腔结构进行了出流特性研究。首先,在实验室条件下,进行全尺寸基准涡轮集气腔的模型实验研究并验证数值模拟方法;其次,在接近发动机真实气-热参数条件下进行系列的数值模拟,分析进出口压比、腔室高度、出流孔孔径和出流孔轴向位置等对出流孔流量分配和温度分布的影响。研究表明,除了集气腔出流流量分配的不均匀性之外,气流与热壁面之间的对流换热也导致明显的出流温度不均匀性;改变出流孔轴向位置距离、增加集气腔腔室高度是在不影响集气腔通流能力下改善出流均匀性的有效技术措施,当出流孔轴向偏置距离或集气腔腔室高度达到一定值后,其对改善出流流量分配均匀性的作用趋于微弱,但对于改善出流温度分布均匀性依然有较好的作用。 相似文献
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针对目前再生冷却结构优化研究存在参数对比范围窄、依赖于经验关系式等问题,根据航空发动机燃烧室特点提出了一种变截面宽度再生冷却通道,并采用神经网络模型结合数值模拟结果,以通道出口燃油温度相对标准差、燃气侧最高壁温及壁温相对标准差为目标,预测了全参数范围内不同槽宽和、槽宽比及肋高下目标函数的变化规律,预测结果表明:当槽宽和较小时,增大肋高可以强化换热,但当槽宽和较大时,需减小肋高才能强化换热,这也揭示了为何有些文献中关于肋高对换热性能影响的结论会相反;此外,存在一个最佳槽宽比范围可使得三个目标函数均最低;增大槽宽和可以明显降低燃气侧壁温及其不均匀度,减小肋高可以缩小不同管道出口燃油温度的差异。从预测空间内可选取多组综合流动换热性能较优的结构,优化后三组目标函数的加权值降低了9.09%。 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(9):119-132
The multiple jets impingement heat transfer is widely applied in the wing anti-icing system. It is challenging to apply the similarity criterion to carry out the anti-icing experiments due to the complex flow and heat transfer behavior. In the present study, the full-scale slat model is used to carry out anti-icing experimental researches in a 2 m × 3 m icing wind tunnel of China Aerodynamics Research and Development Center. The effects of icing parameters Liquid Water Content (LWC) and Median Volume Diameter (MVD) and hot air parameters (mass flow rate and temperature) on the thermal performance of an inner-liner anti-icing system with jets impingement heat transfer are studied. The effects of the experimental parameters are analyzed in detail by combining impingement and evaporation heat transfer mechanisms. The impingement hot air mass flow rate dramatically affects the heat transfer performance of the impingement stagnation region within the range of the experimental parameters. The temperature of impingement hot air and that of wing skin are approximately linear correlated. The experimental results show the effects of LWC and MVD on water film formation and runback ice accretion. The formation of water film is analyzed by an analytical method based on the wing skin temperature difference of dry and wet air conditions. 相似文献
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机翼热气防冰数值模拟中,根据N-S方程求解流场,用Euler法获得水滴撞击特性,通过蒙皮导热将求解得到的内外流场进行耦合传热并达到稳定后,开始模拟结冰,来进行机翼热气防冰及形成溢流结冰的数值计算。计算结果表明,热空气防冰数值模拟是可行和合理的。采用数值模拟方法对机翼热空气防冰过程进行了模拟,得到了由于引气温度不足或机翼热空气保护面积不同而导致的不同溢冰高度和位置。分析了供气温度、防冰区域对翼面溢流冰形成的影响。结果表明:供气温度直接正向影响热交换后蒙皮表面温度。供气温度越低,溢流冰形高度越高,对气动特性影响也越大;热防护区域范围对溢流结冰结果也会产生影响,热防护区域越大,冻结位置距离驻点越远,而且冰形高度越低,对气动特性影响也越弱。 相似文献
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《中国航空学报》2023,36(5):250-267
Advanced civil aero-engines tend to adopt lean burn combustors to meet emission requirements. The exit of a lean burn combustor experiences highly non-uniformities in both temperature (Hot Streak, HS) and flow (swirl). This paper presents a numerical investigation on the behaviors of a High-Pressure (HP) turbine under a combined effect of swirl and hot streak. The investigation was conducted on a GE-E3 HP turbine with unsteady numerical simulations, which considered the realistic clocking position of the HP Nozzle Guide Vane (NGV) relative to the combustor. The influences of swirl orientations on the HS migration and thermal performances on the blade surface were examined. Results indicate that, inside the NGV passage, the swirl’s induced incidence angle effect dominates the HS radial migration. The transversal movement of HS follows the cross flow and thus makes itself approach the Suction Side (SS) and keep away from the Pressure Side (PS) as passing through the NGV, so that HS near the SS is more influenced by the incidence angle effect than that near the PS. As for the heat transfer, swirl affects the Heat Transfer Coefficient (HTC) on the NGV’s PS and SS mainly through the incidence angle effect. Different from the NGV, the inlet swirl and HS have limited effect on the HTC on the rotor blade’s PS, while on the rotor blade’s SS, the original vortex system dominates; therefore, the inlet non-uniformities merely enhance the HTC on the SS rather than alter its distribution characteristics. 相似文献