侧壁有出流孔的通道流场数值模拟

用商业CFD软件(Fluent6.0)对简化后的涡轮叶片冷气通道进行数值模拟,着重研究出流孔上、下游各通道截面内的流动规律。结果表明:出流孔的抽吸作用,使得通道有孔一侧的气流速度相对较高。孔上游通道内的气流,沿主流方向逐渐加速;流经出流孔后,通道内的流速急剧下降,甚至会出现局部低速区。计算结果与实验测量结果符合很好,表明可以利用成熟的CFD商业软件研究该类流动现象。      

肋角度对流量系数影响的数值模拟研究

利用有限体积法对三维不可压缩的N-S方程进行离散,对同时带肋和气膜孔出流的内流冷却通道在45°,60°,90°,120°肋的结构下进行了数值模拟。网格划分采用非结构化网格,湍流模型为Realizablek-ε模型,近壁处湍流采用壁面函数,采用SIMPLE算法求解速度与压力的耦合。计算获得了同时带肋和气膜孔出流的内流冷却通道在不同肋角度时的三维流场分布和气膜孔的流量系数值。结果表明同时带肋和气膜孔出流的通道流场结构比较复杂,肋在通道中诱发的二次流改变了气体在进入气膜孔时偏转角度,从而影响了流量系数值。通道中气膜孔的流量系数值随肋角度的增大而呈增大的趋势。计算结果与实验结果进行了比较,两者规律符合良好。      

带斜孔肋大宽高比矩形通道的强化传热特性

为了获得带斜孔肋大宽高比矩形通道的强化传热特性,并寻求最佳的孔排倾斜角度,调节孔排倾斜角度和通道雷诺数,使其分别在0°~30°和3×104~9×104范围内变化,通过数值计算系统分析了通道摩擦因数和带肋壁努塞尔数等参数的变化规律.研究发现:相比于常规肋片,新型斜孔肋有效改善了肋片后方紧邻肋片的局部区域的壁面换热,并降低通道的摩擦因数,但传热增强因子有所减小;随着孔排倾斜角度的增大,通道的相对摩擦因子单调升高,传热增强因子则呈现出先升高后降低的变化过程,因此存在着最优孔排倾斜角度为15°,此时斜孔肋的强化传热综合指标达到最大值;随着通道雷诺数的增大,斜孔肋通道的摩擦因数小幅减小,换热则逐渐增强.      

“月牙形凸台+等离子体激励器”结构改善气膜冷却效果的数值研究

利用等离子体激励器作为改善气膜冷却效果的方法在近年来得到了初步研究,但现阶段改善程度依然有限.提出“月牙形凸台十等离子体激励器”新型气膜冷却结构,通过CFD计算方法分析常规圆形孑、带月牙形凸台和带等离子体气动激励等不同气膜冷却结构的流场特性、温度场特性和冷却效率.结果表明:在圆形孔气膜冷却结构中,流场中形成了肾形涡对,由于肾形涡对使得冷流抬离壁面以及卷吸热流的作用,壁面的冷却效果最差;冷流经过等离子体激励器或月牙形凸台后,流场产生了反肾形涡对,抑制了肾形涡对的结构尺寸和强度,与圆形孔气膜冷却结构相比,气膜冷却效果在展向和流向上得到较大改善;在“月牙形凸台十等离子体激励器”气膜冷却结构中,冷热流掺混后形成的反肾形涡对强度最大,并且显著提高了孔间区域的冷却效率,在各吹风比下气膜冷却效果最佳.     

带冷气影响的某高压涡轮级流场分析

本文采用CFD软件CFX—TASCflow对带冷气影响的某高压涡轮级流场进行了数值模拟。叶片的气膜冷却流动运用了源项模拟方法,将各排气膜孔用槽缝代替。计算中还考虑了动叶叶尖间隙的影响。     

用气膜冷却来防止热斑引起的涡轮叶片过热

为了防止燃烧室出口热斑引起涡轮叶片过热，通过求解二维非定常N-S方程研究了热斑对高压涡轮一级叶片型面压力和温度的非定常影响，并对气膜冷却这种热防护方法进行了尝试。计算结果与公开发表的实验数据基本吻合。结果显示热斑的存在对涡轮级型面压力影响微小，但是会导致动叶型面特别是压力面的温度显著升高并随时间大幅波动。在动叶压力面鳃区引入气膜冷却对型面压力和热斑在涡轮级内的运动影响不大，但可以有效地阻隔高温热斑与压力面的直接接触，并显著降低壁温和减小温度随时问波动的幅度。     

非定常尾迹对叶片头部气膜冷却的影响

采用数值模拟的方法分析了非定常尾迹对叶片头部气膜冷却的影响,气膜冷却方式为狭缝冷却。将数值模拟得到的气膜冷却有效温比同相应的实验结果进行了比较,用来校验程序。通过对数值模拟的结果进行分析,发现当非定常尾迹作用到叶片头部时,主流的滞止点会从气膜狭缝上游移动到气膜狭缝上,气膜射流会发生“分流”现象,导致气膜狭缝下游壁面的气膜冷却有效温比急剧下降。      

旋转状态下涡轮叶片复合冷却结构

采用三维流固耦合换热计算研究了旋转状态下涡轮叶片冷却结构的复合冷却性能,讨论了辐射换热和转速对综合冷却效果的影响.结果表明:结构1叶根处出现局部高温区,低冷却效率范围大,叶片整体温度分布不均匀,结构2通过更合理的气膜流量分配提高了前缘附近冷却效率,降低了叶片表面最高温度,结构3采用内部蛇形通道使吸力面冷却效率显著提高,叶片整体冷却效率分布较为均匀;考虑壁面辐射换热时叶片表面温度升高,当表面发射率为1时局部温升超过50K,壁面辐射换热的影响不能被忽略;压力面综合冷却效率随转速增大而升高,3种结构的局部冷却效率最高分别能提升15.6%,13.4%和16.4%,吸力面上除弦中区冷却效率随转速升高有所降低外,其余位置冷却效率变化不大.      

大型客机辅助冷却系统稳态仿真模型

为指导大型客机辅助冷却系统的设计,针对机载蒸发循环和液体冷却循环相结合的辅助冷却系统,开发了系统稳态仿真模型。建立了适用于系统仿真的压缩机、换热器、电子膨胀阀等部件模型;对系统各单元之间的相互关系进行分析与解耦,建立了适用的系统求解算法。对系统性能随制冷剂充注量的变化趋势进行了预测分析,分析结果表明,辅助冷却系统稳态仿真模型对系统性能变化趋势的预测符合理论分析结果,模型可靠。     

涡轮复杂气冷叶盘结构变形分析模型简化方法

基于高压转子开展高压(HP)涡轮转子叶片叶尖变形分析可提高叶尖间隙的数值模拟精度,而高压涡轮转子叶片由于其复杂的气冷结构,有限元分析网格数量巨大;叶片和轮盘的榫接结构属于非线性分析,也需要足够的计算机时。针对该问题提出了一种复杂气冷叶片的简化方法和榫接结构接触计算简化方法,在不影响计算精度的前提下提高计算效率。采用该方法对典型结构高压涡轮转子进行了变形分析,与采用复杂气冷叶片模型和接触分析方法的变形分析结果进行比较。结果表明:涡轮叶片叶尖最大径向变形相对误差为0.47%,计算机时减少99%,证明简化方法和计算方法的有效性。