基于响应面的涡轮叶片冷却通道设计优化

基于响应面近似技术,对涡轮冷却叶片的气动和传热性能进行了设计优化。以冷却通道肋的位置为设计变量,采用拉丁超立方抽样在变量设计空间里选取样本点,根据样本点建立叶片计算模型,采用流-热耦合分析方法得到叶片气动与传热性能参数,拟合得到叶片壁面最高温度、平均温度和总压损失关于设计变量的四阶响应面近似模型。采用响应面模型动态修正技术,进行了回流式冷却通道的设计优化,得到了优化解,减少了总压损失,使叶片最高温度下降了24.5 K,叶片壁面平均温度下降了34.4 K。     

涡轮叶片尾缘复合通道隔板结构对流动的影响

涡轮叶片尾缘隔板结构的优化可以强化换热,其机理是破坏附面层的形成,并形成脉动效果.本试验通过流道中打入粒子,在激光片光源的照射下使用高速摄像头拍摄涡轮叶片尾缘带隔板的复合通道内的流动形式.主要试验了2种不同结构的隔板(矩形隔板与120°波形隔板)在射流孔全部打开和单个射流孔打开时的流动形式,以及波形隔板在不同条件下对流动形式的影响.结果表明:矩形隔板和波形隔板都对射流有所影响;波形隔板射流有其特有的震荡效果,在固定几何条件下,主要与进口雷诺数相关.     

一种新型涡轮叶间燃烧室的数值模拟

为提高燃气涡轮发动机性能,设计了涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizable k-ε湍流模型、概率密度函数(PDF)燃烧模型、离散坐标(DO)辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动及燃烧进行数值模拟.结果表明:燃烧室燃烧效率高达98.4%,绝对压力损失低至4.2%,气体温度提高700K左右;出口径向温度随无量纲高度呈线性分布;速度、温度、组分分布受高温燃气与主流的掺混程度控制;径向槽(RVC)对促进掺混及改善出口温度场有着积极的影响,其结构值得深入研究.与文献实验数据对比发现:选择的数学模型合理,计算方法可行,其结果可为涡轮叶间燃烧室设计提供参考.      

涡轮叶片模态实测阻尼比的有限元应用

为了更加精确地通过有限元来模拟涡轮叶片的谐响应特性,剖析了有限元分析中阻尼矩阵的构建方法,并且选定了适用于真实涡轮叶片设计的阻尼矩阵模型.在进行涡轮叶片有限元谐响应计算时,以模态测试得的阻尼比为基本参数,建立构建阻尼矩阵的方法,该方法能处理具有单独共振频率或具有临近共振频率的振动问题.通过模拟涡轮叶片的响应试验,测得了试验系统的阻尼比及模拟涡轮叶片的位移响应.根据测得的系统阻尼比,运用构建阻尼矩阵的方法,对具有单独共振频率特征的模拟涡轮叶片进行了谐响应计算,结果显示模拟涡轮叶片的位移响应与试验结果基本一致.运用该方法进行涡轮叶片的谐响应分析可比较精确地得到其谐响应特性.      

DD6单晶涡轮叶片缘板裂纹与再结晶研究

针对DD6单晶涡轮叶片在试车后缘板出现裂纹的现象,通过裂纹外观检查、断口形貌观察、显微组织及化学成分分析等工作,开展基于裂纹特征的缘板失效模式研究.研究结果表明:DD6单晶涡轮叶片缘板裂纹是由表面再结晶导致的疲劳开裂,其形成与存在富钨白色析出相的枝晶界面有直接关系;在试验条件下裂纹沿富钨(W)的白色颗粒链扩展,并沿界面延伸,导致疲劳失效.同时,发现缘板表面再结晶在叶片使用之前已存在,是缘板凝固区域因过大铸造热应力而形成碳化物,进而在热处理过程形成晶界富钨白色析出相的再结晶晶粒.      

某5级低压涡轮全三维计算分析

为了解某民用发动机5级低压涡轮的气动设计特点,利用全三维计算流体动力学(CFD)软件CFX 12.0对带冷气的某5级低压涡轮进行了全三维计算,湍流模拟采用带转捩的SST(shear stress transport)二方程模型,并使用源项模拟技术考虑冷气的影响.计算结果与试验结果进行了对比,结果表明该涡轮叶片均采用前加载或均匀加载的设计方法,流道中气流为全亚声速流动;亦表明了CFX软件对气动流场的模拟具有较高的精度.计算结果为先进民用航空发动机涡轮设计提供一定的参考和借鉴.      

火焰筒压力损失对点火特性的影响

以3.0%火焰筒压力损失火焰筒作为基准,分别设计了2.5%和2.0%火焰筒压力损失的火焰筒,通过试验研究火焰筒压力损失对地面起动点火性能的影响,对火焰筒内部流场进行数值模拟.在火焰筒压力降3.0%以内的空气条件下,3种方案贫油点火边界基本一致,低压力损失火焰筒能够在更宽的压力降条件下点燃,2.5%方案的综合点火性能最好.结合数值模拟结果:压力损失降低至2.0%,流场结构与基准方案有较大的区别,对燃烧室的性能开始产生不利影响,2.5%方案与基准方案流场结构较为接近,定量的变化对燃烧室的性能影响是有益的.      

轴流涡轮基元级动叶稠度特性的数值研究

利用商用软件数值模拟了5个不同动叶稠度的轴流涡轮基元级的非定常流动情况,以研究动叶稠度对轴流涡轮基元级性能和流动情况的影响.通过对动叶稠度对基元级反力度、叶片进出口气流角、转子和静子中的流场及损失影响情况的考察研究,发现动叶稠度的改变对涡轮基元性能和流动情况的影响与静叶稠度存在重要关系.静叶稠度不变时,动叶稠度的改变通过影响流过涡轮基元级的流量来使基元级的反力度发生变化.当动叶稠度过大时,气流在转子中会过度膨胀加速而产生激波损失及其与附面层干涉形成的流动分离损失.动叶稠度过小时,转子进口会出现极大的正攻角致使动叶吸力面发生大范围的流动分离.静叶稠度一定时,存在一个最佳的动叶稠度,使涡轮基元级呈现最好的性能.      

涡轮叶栅通道内颗粒物沉积过程的数值模拟

为了更加准确获得颗粒物在涡轮中的沉积分布,以某涡轮叶片为模型,选用最接近航空发动机内部颗粒组成的Jim Bridger Power Station(JBPS)颗粒为污染物,同时,利用C++编写合适的User Defined Function(UDF)经过调试来分析颗粒沉积后叶片边界的复杂变形和边界网格依赖于时间变化的重构生成,在考虑每个时间步长颗粒沉积在叶片上从而改变叶片几何特性和换热特性的情况下,来深入研究颗粒物沉积在叶片的整个过程,最终得出了沉积的分布情况,并且通过数值研究结果与实验结果的对比,验证了网格重构与融合程序的合理性、准确性。根据叶片变形情况预测腐蚀的发生情况。随后,改变主流温度、颗粒直径来研究颗粒沉积特性。结果表明:颗粒主要沉积在叶片压力面中部,但会使得叶片前缘和压力面中部均产生明显变形;叶片前缘由于颗粒沉积使得粗糙度增加形成锯齿形,最先遭受腐蚀;颗粒直径影响颗粒沉积的分布与沉积生长速度;只影响沉积速度,并不改变沉积分布。     

航空发动机涡轮噪声适航性评估平台设计及应用

涡轮噪声是航空发动机的重要噪声源,其噪声评估对飞机适航取证非常重要.为解决涡轮噪声适航性评估难的问题,将NASA涡轮噪声预测方法和中国航空发动机噪声适航标准相结合,利用Matlab GUI软件设计了航空发动机涡轮噪声适航性评估平台.该平台具有界面友好、操作简单、可视化显示等优点.通过将预测结果与涡轮静态测试噪声数据进行对比以及软件对包括涡轮转速、涡轮叶片数和涡轮直径对涡轮噪声适航性影响分析功能展示,验证了所设计平台的有效性和实用性.