高压燃气涡轮径向内冷叶片气热耦合的数值分析

采用气热耦合方法对采用径向内冷方式的MarkⅡ型跨声速高压燃气涡轮金属导叶进行数值模拟,通过分析叶片通道内的传热和流动过程发现叶片表面附面层内流动非常复杂,包含层流流动、转捩和湍流流动状态,所以只有使用转捩模型计算的叶片附面层内流动与实际情况相符,叶片壁面温度和换热系数分布与实验结果吻合的较好,使用其他湍流模型由于不能准确描述附面层内流动而使得计算结果误差相对较大,但是所有的湍流模型都能很好的模拟附面层以外流动.      

涡扇发动机二元喷管模型吹风对比试验

在多功能热喷流实验台,进行了某型涡扇发动机二元喷管模型试验件与常规轴对称喷管模型试验件吹风对比试验。试验结果表明:与常规轴对称喷管相比,采用二元喷管后,其尾喷流的流场速度快速衰减,其温度比常规轴对称喷管衰减得快得多,射流的高温区沿轴向大幅减少(大约为原来的1/5),这对红外辐射的抑制十分有利。     

Calculation of the thermostressed state of a turbine nozzle vane

We present a technique and results of calculating the cooling air pressure and flowrate in the turbine nozzle deflector vane duct, coefficients of heat transfer through air and from gas taking into account the influence of an air film heated in the perforation holes as well as temperature and thermal stresses in the vane elements and its thermal barrier coating in the GTE takeoff operational conditions. The effect of oval grooves in the coating behind the holes in the gas flow downstream direction and possible cracking of material on the thermal stress distribution in metal is considered.     

一类冷却导向叶片的多学科设计优化

提出含冲击、孔排及尾缘劈缝气膜、扰流柱复合冷却方式的燃气涡轮导向叶片多学科设计优化的一种方法.介绍了研究对象的结构特点、换热系数计算方法并给出了部分计算公式.建立了一种一类冷却导向叶片的多学科设计优化模型,以某燃气涡轮导向叶片为例,进行了多学科设计优化,获得了较好的效果.      

前缘喷淋射流对导叶压力面冷却特性的影响

为了评估涡轮导叶的前缘喷淋射流对压力面多排气膜孔冷却特性的影响,在高亚声速风洞中进行了实验,获得了有无前缘喷淋射流时叶片表面的气膜冷却效率和传热系数。叶栅进口雷诺数(基于叶片弦长)范围为2.0×105~4.0×105,出口等熵马赫数为0.95,叶片前缘和压力面分别都包含6排圆形孔,质量流量比的范围分别为2.46%~4.57%和2.00%~3.71%。实验结果表明:在没有前缘喷淋射流时,压力面前半段的气膜冷却效率受质量流量比的影响较小,而后半段的气膜冷却效率随着质量流量比升高而增大。前缘喷淋射流使压力面多排气膜孔的冷却效率提高了20%~70%,并且使气膜冷却效率沿流向分布更均匀。不论是否有前缘喷淋射流,压力面的传热系数比都随质量流量比升高而增大,沿流向看,前缘喷淋射流提高了压力面前缘和尾缘区域的传热系数比而对压力面中间区域影响较小。     

高压涡轮导叶叶背侧冲击冷却效果的优化与分析

针对高压涡轮导叶叶背侧出现的鼓包开裂现象,采用气热耦合数值计算方法研究了导叶后腔流动和换热.研究发现:后腔冲击结构的冷气分配不合理,造成叶背侧靠近下游区域冷却不充分,形成了较大的温度梯度,进而产生大的热应力导致叶背侧出现鼓包开裂现象.通过调整冲击孔几何参数,提出了两种改进方案.分析了两种改进方案的流动与换热情况,并与原...     

Development of a high pressure-differential turbine blade cooling system

A convective-film system of high pressure-differential turbine blade cooling is presented. The results of calculating the thermal-hydraulic blade state using the KW3D software are given.     

高负荷涡轮进口导向叶片叶型设计及验证

针对涡轮进口导向叶片进口马赫数低、前部负荷小的特点,采用前缘截断思路构建了高负荷涡轮叶型,并采用Pritchard 11参数法进行重构设计。采用数值计算和平面叶栅试验开展了研究和分析。结果表明:高负荷叶型吸力面前缘马赫数显著提升,增加了叶片前部负荷。喉部峰值马赫数基本不变,但位置前移,负荷分布均匀性提高。叶型的马赫数特性和攻角特性表明,高负荷叶型在不同攻角和马赫数下,均能获得较低的总压损失,其中在设计马赫数,叶型负荷提升1倍的情况下,总压损失系数降低259%。      

涡轮冲压组合发动机涡轮基改型设计研究

基于现有涡扇发动机,按涡轮冲压组合发动机技术验证要求,开展了基于成熟涡扇发动机改涡轮基的设计研究。根据涡轮基工作性能和技术要求,分析了改型设计的难点,并开展了涡轮基控制计划设计、高空大马赫数起动设计、超声速燃烧设计、低转速接通加力设计、全权限控制系统设计、燃滑油系统设计、高空封严设计和涡轮基与冲压级匹配设计。通过整机试验验证改型后发动机满足验证平台需求,并配装冲压组合发动机平台完成关键技术验证试验。对其他发动机的改型设计具备一定的工程参考价值。     

间冷回热循环发动机回热器管路系统设计优化

结合Flowmaster软件平台建立回热器供/回气管路系统的流动传热性能仿真网络,利用Isight软件中近似模型方法建立回热器性能与供气管、主管及回流管径之间的响应函数关系。以各回热器模块的冷气流量等性能参数为目标,采用多种遗传优化算法对回热器管路系统尺寸进行优化。结果表明,当供气管径为165 mm、主管管径为70 mm、回流管管径为162 mm时回热器换热量最大,此时管路系统质量为335.04 kg。考虑到在喷管内安装后各回热器模块燃气侧流量分配不均匀性的影响,总换热量及换热效率略有变化。     

某涡轮导向叶片换热实验与计算

针对某涡轮导向叶片,实验测量了光滑叶片表面的压力系数和速比系数,并使用瞬态液晶测量技术获得了叶片全表面传热系数分布.分别使用shear stress transport（SST）,k-ω,k-ε和renormalization group（RNG）k-ε四种湍流模型模拟了相同结构尺寸的叶栅通道内的流动与换热,并与实验结果进行对比.结果表明:压力面压力系数沿弧长方向逐渐下降,吸力面上压力系数先快速下降达到最小值后缓慢上升（出现逆压梯度）.叶栅通道和叶片表面附近气流流动结构的复杂性导致叶片表面传热系数分布较为复杂.4种湍流模型对压力系数和速比系数的计算结果相互差别不大,计算数据也比较接近实验值.关于叶片表面传热系数,SST模型计算结果分布规律与实验接近,而其他3种湍流模型都没有能模拟出吸力面边界层分离对换热的影响.      

某型发动机喷管的多学科设计优化

以某型发动机喷管为研究对象，在iSIGHT软件平台上利用单级优化算法对其进行多学科设计优化，目标为权衡喷管推力和质量的综合改善。采用了较为稳健的组合优化策略，依次进行试验设计、全局探索和局部寻优。优化目标函数是通过对多个优化目标的线性加权平均获得的。改进的计算结果表明了MDO在喷管设计中的可行性和实用性。     

涡扇发动机高压涡轮前温度组合估计方法

考虑到目前暂无法实现机载条件下高压涡轮前温度直接、可靠的测量,提出一种用于涡扇发动机高压涡轮前温度估计的方法.基于涡扇发动机的能量守恒原理,建立高压涡轮前温度与气路参数的热力学关系,进而推导出高压涡轮前温度的6个估计模型.将各温度模型中不易测量的参数以整体的形式作为温度模型系数,并利用某涡扇发动机性能仿真模型建立温度模型系数与可测状态参数的多项式关系,最终确立高压涡轮前温度的组合估计模型.验证结果表明:组合估计方法在发动机健康及性能衰退状态下都具有较高的精度,其性能最好模型的方均根误差不超过1%.与已有线性拟合、神经网络等方法的对比也表明组合估计方法不论在精度还是性能稳定性方面都具有明显优势.      

弹用涡喷发动机加零级压气机设计方法研究

对法国MicroTurbo公司TRI60系列中基本型TRI60-2向TRI60-20型演变过程进行了分析,研究加零级压气机的技术特点和设计方法.本文以获得TRI60-20压气机部件及特性为主线,阐述了加零级的设计流程,并利用经过试验数据验证的CFD软件对所设计的压气机流场进行了全三维数值模拟和计算分析.结果表明,本文采取的加零级方法是成功的.     

过热蒸汽射流冷却叶片热耦合数值模拟

在对射流冷却平板模型和射流冷却凹板模型数值模拟的基础上,设计了射流冲击冷却式蒸汽冷却叶片,并对其进行了热耦合数值模拟.通过改变平板和凹板的进口雷诺数,射流孔与靶板间距和凹板曲率,对靶板的冷却传热进行了对比研究,得到传热量与各个参数的变化规律.然后根据上面得到的变化规律设计出射流冲击冷却式蒸汽冷却叶片,应用ANSYS CFX 10.0数值程序,对冲击冷却的流动和传热过程进行了三维热耦合数值模拟,得到叶片表面温度和对流换热系数分布.      

燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法

提出了一种燃气涡轮发动机加减速控制计划最优设计方法.该方法在发动机过渡态性能模型的基础上,变换描述发动机过渡态性能非线性模型中的自变量,最终实现过渡态控制计划的优化设计.以某型双轴混排涡扇发动机的加速过程为例,使用该方法规划得到了满足其加速过程限制的最优控制计划.将得到的控制计划代入发动机过渡态性能模型中进行验证.整体相对优化误差在0.1‰量级,表明该方法具有设计精度高、使用简单等特点.      

燃气轮机燃烧室燃烧气体燃料的数值模拟

采用数值模拟方法对燃气轮机环形燃烧室燃烧天然气、中低热值燃料进行燃烧性能的数值分析。根据该燃机的结构特点建立了包括扩压器、机匣等部件计算几何模型;计算中采用SIM-PLE算法,可实现k-ε双方程湍流模型,六通量辐射模型、非绝热概率密度函数（PDF）燃烧模型及热力型NO模型对其进行燃烧数值模拟,分析了燃气轮机环形燃烧室燃烧3种燃料性能。计算结果表明：该燃机燃烧天然气、中热值燃料燃烧性能均能达到设计状态,而燃烧低热值燃料燃烧室出口温度较低,表明燃烧过程的数值模拟可为进一步优化燃烧室的结构,改善流场结构提供有用的设计依据,适合于工程应用。     

微型燃气轮机喷嘴射流和雾化特性研究

为在微型燃气轮机内营造低氧贫燃氛围以实现液体燃料的节能减排,利用可适性多普勒激光测速仪APV/LDV对改造喷嘴附近截面进行了测量和分析,用以考查近喷嘴处的气液混合夹带情况以及雾滴尺寸及分布。结果发现：增加外部涡旋气流后,喷孔附近雾滴的动量增大,雾锥内出现一小回流区,对应湍流度较大区域附近;燃烧时较大切向动量及湍流度利于空气与周围高温烟气迅速混合形成低氧环境,并和雾滴掺混进行热量和动量的传递;喷孔出口雾化角增大,使得雾滴更加分散,利于雾化、气液混合和传热传质;所有实验工况雾滴平均直径低于50μm,且为偏高斯分布。该研究为液体燃料喷嘴的设计提供了参考,可作为微型燃气轮机燃烧室热态反应物流场的参考依据。     

高压涡轮工作叶片缘板阻尼结构设计分析

对某高压涡轮工作叶片缘板阻尼结构进行了阻尼效果计算及试验分析,试验结果表明:随着正压力的增加,阻尼比基本呈现为先增加后降低,然后在一定范围内波动的规律,阻尼比峰值出现在100~280N之间.计算得到一弯共振下的正压力为123~158N,与阻尼效果试验基本一致.分类比较了常用缘板阻尼结构形式的优缺点,改进完善后的阻尼片结构质量增加约30%,在激振力占气动力百分比分别为1%,3%及5%时,振动响应减幅分别为31%,21%及16%.     

基于六西格玛设计的高压涡轮机匣优化设计

结合航空发动机高压涡轮机匣优化设计绿带项目,通过对高压涡轮机匣结构因素的优化,改善了转子与静子间的热匹配特性,保证了该型涡轮小叶尖间隙设计,阐述了六西格玛设计的方法和工具在航空发动机预先研究中的运用。通过应用客户需求分析、产品质量屋模型和试验设计分析等,确定了机匣的关键设计因子和传递函数,并通过仿真计算表明设计满足产品使用要求。采用的方法具有通用性,对航空发动机同类产品的六西格玛设计具有一定的指导作用。