某MW级燃机变几何动力涡轮动_静叶栅与排气道的流动分析

某MW级燃机末端的变几何动力涡轮动/静叶栅与非对称排气道之间的流场会相互作用,使用商用CFD软件CFX研究了不同导叶安装角下、二者之间的耦合流场.在导叶设计安装角下的流场分析表明:排气道的非周向对称性主要影响动力透平的动叶流场,导致动叶不同叶片载荷出现周向差异,同时动叶出口气流角分布也会出现强烈的周向不均匀性.导叶旋转7°后,导叶进口正冲角增大导致吸力面大范围分离;动叶进口呈现负攻角,压力面的分离程度增大;同时排气道内旋涡程度加剧,这导致了导叶安装角改变后动力涡轮的效率和功率出现明显下降.     

大小叶片扩压叶栅气动性能与流动结构实验研究

针对45°叶型转折角扩压叶栅及增加小叶片后组成的大小叶片叶栅,分别测量了其在设计工况及不同气流攻角下的叶栅气动性能,通过PIV实验获得了对应工况下的叶栅内部流动状态.结果表明：增加小叶片后,叶片压力面至吸力面的压力梯度明显降低,大叶片载荷降低;在设计工况下,叶栅气流落后角仍可参考霍威尔半经验公式进行计算,但偏离设计工况后,该公式存在较大误差;大小叶片叶栅的气流落后角仅在小气流攻角下明显减小,在其余工况下变化不大;不同气流攻角下小叶片对大叶片表面气流流动分离起到约束作用;在设计工况至大气流攻角工况变化过程中,叶栅扩压损失有所降低.     

大负攻角下汽轮机末级动叶栅二维分离流特性的数值分析

采用控制容积积分法及压力修正算法,结合κ－ε湍流模型求解二维稳态雷诺时均N－S方程组,对一透平动叶栅在不同负攻角条件下的分离流动进行了数值模拟。计算结果与试验结果吻合较好。根据计算结果对大负攻角条件下叶栅二维分离流动的特点以及攻角对叶栅气动特性的影响进行了分析。     

稳定负荷对流体机械叶片颤振稳定性的影响

将二维平面振荡叶的非定常流场分解为定常平均流场和以简谐振荡为运动规律的非定常小扰动流场的叠加，通过求解定常的Ｎ－Ｓ方程和非定常的线化Ｎ－Ｓ方程模拟非定常流场，来研究定常流动负荷对叶片振稳定性的影响，考察了在不同的叶型弯角，不同的来流攻角和没的来源速度情况下的叶片颤振性。结果表明叶型弯角、来流攻角和来流相对速度的均对叶片的颤振性能有较大的影响。     

波纹叶片控制扩压叶栅流动分离的DES数值模拟

为了研究新型被动流动控制技术-波纹叶片对扩压叶栅流动分离的控制效果并探索其流动机理,本文采用分离涡算法(DES)对0°和8°攻角下的原型和波纹叶片进行数值模拟。研究结果表明:在0°攻角下,波纹叶片对扩压叶栅性能产生的影响非常微弱,总体性能与原型叶栅基本相当,非定常流动具有较好的周期性;在8°攻角下,波纹叶片能明显降低叶栅总压损失、减小流动分离。详细的流场细节分析表明,叶片表面的波纹能诱导产生一对反向旋转的流向涡,有效加强叶栅前缘的局部流动,为附面层的低能流体注入动量,从而提高了附面层抗分离能力,延缓了分离的产生。     

分形尾缘叶片气动性能及流场数值模拟

针对风力机存在尾流效应问题,通过在垂直轴风力机叶片尾缘布置分形孔的方法,建立分形叶片三维实体造型,进行了分形叶片和原始叶片三维非定常不可压流动的分析,得出叶片绕流流场数值模拟结果,重点研究具有分形特征的尾缘对叶片尾流流场及叶片气动特性的影响。结果表明:分形叶片对改善叶片尾流流场有较显著作用。在8°~18°攻角范围内,分形叶片升、阻力系数随攻角变化波动性小于原始叶片;当攻角大于原始叶片失速攻角时,这种波动性差距更大。分形孔的存在使叶片周围流场结构及气动参数对攻角变化敏感性降低:在攻角大于原始叶片失速攻角时,分形叶片阻力系数随攻角变化标准差仅为原始叶片的0.6倍,升力系数标准差仅为原始叶片0.4倍。研究结果将改善垂直轴风力机叶片尾流互相干扰及水平轴风力机叶尖脱落涡情况。     

小叶片对大转角扩压叶栅出口流场的影响

采用五孔探针分别测量了6~26°不同攻角下,大转角高扩压度叶栅及增加小叶片后叶栅的出口流场。结果表明:大小叶片叶栅中,小叶片改善了设计工况下叶栅内部流动,抑制了大叶片吸力面及端壁角区流动损失向叶栅中部的发展;在较大与较小攻角时,叶栅流动损失明显增加;大攻角时大小叶片叶栅出口中部区域速度场得到明显改善,其余工况通流能力变化不大;大小叶片叶栅在所有工况下,出口截面上气流转角整体平均约增加3~5°,表明气动负荷有一定提升。     

船用燃气轮机变几何动力涡轮大攻角流动特性的三维数值模拟

采用三维数值模拟技术，研究了可调导叶转动导致变几何动力涡轮气动性能变化的流场机理。结果表明，在较小的转角范围内，采用大转折角设计的可调导叶使涡轮处于大攻角运行。在大正攻角或大负攻角下可调导叶级动叶栅流道内的三维分离流场结构及其产生机理有很大差异，而且大正攻角造成的吸力面分离流动更使整个涡轮的效率显著地下降。通过系统的机理分析，提出可调导叶宜采用较小转折角的后部加载叶型，而变几何动力涡轮可调导叶级动叶栅要采用较大负冲角的气动设计原则。     

汽轮机调节级动叶栅大负冲角工况下的三维分离流动研究

对大功率汽轮机组提出的承担调峰任务的要求使得调节级小展弦比动叶栅非设计工况下的二次流与分离流特性受到关注。采用经试验考核的计算方法对一展弦比为0．344的动叶栅在冲角条件下的三维分离流场进行数值模拟，得到了详细的叶栅二次流与分离流的流动图谱，并给出了气流的三维分离模式。计算结果表明：在大负冲角条件下，三维分离流动显著改变了叶栅二次流结构及出口气流参数沿叶高的分布规律。叶栅出口气流在下端壁附近发生明显的欠偏转现象，同时叶栅下部的损失急剧增加，流动的总损失比设计工况增大2倍，二次流损失增大4倍。图10参5     

近零冲角下环型压气机叶栅的弯曲叶片表面静压的研究

在环型扩压叶栅实验风洞上对近零冲角进口流场畸变下的常规直叶栅、正倾斜叶栅、正弯曲叶栅、S型叶栅进行了叶片表面静压测量，分析了不同的弯曲叶片对表面静压分布的影响。结果表明正弯曲叶片、正倾斜叶片和S型叶片可以提高根部静压．减小了低能流体在轮毂区的堆积，流场结构大为改善，轮毂区的气流分离和堵塞减轻，提高了扩压能力，降低轮毂区的端壁损失。     

Numerical Investigation of the Superimposed Effects on Stator Wake Oscillation in an Axial-radial Combined Compressor ZHAO Ben,YANG Ce,HU Liangjun,ZHOU Mi and ZHANG Jizhong简

The superimposed influences of the blade rows in a multistage compressor are important because different matches of upstream and downstream blades can result in significant differences in the stator wake oscillation. Numerical inves- tigation of the axial stator wake oscillation, which is affected upstream by the axial rotor and downstream by the radial rotor, was performed in an axial-radial combined compressor. Many configurations with different blade numbers and locations, which influence axial stator wake oscillation were investigated. When rotors have equal blade numbers, the axial stator wake oscillates periodically versus time within time T （moving blade passing 1/3 revolution）. In contrast, stator wake oscillates irregularly within T when rotors have different blade numbers. A model-split subtraction method is presented in order to separate the influences of the individual blade rows on the wake oscillation of the axial stator. Analysis from the rotor-stator configuration showed that the unsteady flow angle fluctuation response is caused by the upstream rotor. For the rotor-stator-rotor configuration, the unsteady flow angle fluctuations are influenced by up- and downstream blade rows. With the model-split subtraction method, the up- and downstream influences on the flow angle fluctuation could be clearly separated and quantified. Low amplitudes could be observed when the influences from up- and downstream moving rows were superimposed with the ＂positive peak- negative peak＂ type wave. Clocking investi- gations were carried out to change the relative superimposed phase of influences from the surrounding blade rows in or- der to modulate the amplitudes of the axial stator wake oscillation. However, the amplitudes did not reach the maximum when they were superimposed with ＂positive peak-positive peak＂ type wave due to the impact of the interaction between the two moving blade rows.     

气冷涡轮级气热耦合非定常数值模拟

采用三维非定常气热耦合模拟的数值方法,对具有冷却结构的单级涡轮进行非定常流动和冷却性能进行研究,通过对非定常流场和固体温度场的分析来探讨冷气对叶片排内流场和固体温度场的影响,指出在非定常状态下,不同的动、静叶相对位置对应不同的气膜出流情况。上游周期性不稳定尾流会造成下游动叶片主流掺入气膜保护层,会造成气膜冷却效率降低。尾迹对叶片前缘的撞击引起瞬间的冲角增大,叶片气动负荷以及温度分布存在一定程度的波动,吸力面前缘受到的干扰更为明显。     

Effect of winglet geometry arrangement and incidence on tip clearance control in a compressor cascade

An experimental study is conducted to investigate the influences of blade tip winglet on the flow field of a compressor cascade. The tests are performed in a low speed linear cascade with stationary endwall, with three blade tip configurations, including the baseline tip, the suction-side winglet tip and the pressure-side winglet tip. The flowfield downstream of the cascade is measured using five-hole probe, from which the three-dimensional velocity field, vorticity field and pressure field are obtained. Static pressure measurements are made on the endwall above the blade row using pressure taps embedded in the plywood endwall. All measurements are made at both design and off-design conditions for tip clearance level of about 2 percent of the blade chord. The results revealed the incidence variation significantly affects the secondary flow and the associated loss field downstream of the cascade, where the tip leakage vortex and passage vortex exist as the major contributors on the field. The winglet geometry arrangements can change the trajectory of the tip leakage vortex. The suction-side winglet tip blade provides a lower overall total pressure loss coefficient when compared to the baseline tip blade and pressure-side winglet tip blade at all incidence angles.     

汽轮机叶顶间隙内非定常流动的数值分析

为了分析叶顶间隙泄漏涡的影响范围、运行轨迹和强度的变化规律,以某汽轮机高压级为研究对象,采用SSTκ-ω湍流模型,应用PISO算法对叶项间隙内的非定常流动进行了数值模拟．结果表明：叶顶间隙泄漏流是有规律的周期性的非定常流动,泄漏涡的影响范围、运行轨迹和强度随时间和叶顶间隙的变化而变化;泄漏流对主流的影响呈现出从弱到强、再从强到弱的周期性变化规律;叶顶间隙泄漏涡在丁／4时刻的强度和影响范围均达到最大,在T／2时刻,静叶脱落涡和动叶吸力面前部的泄漏涡混合形成新的涡系,而动叶吸力面后部的泄漏涡却与其边界层的脱涡混合,离开吸力面．     

Flow Visualization and Topological Analysis of a Turbine Rotor Cascade with Tip Clearance

INTRoDUCTIoNRecentlysignificantattentionhasbeengiventothefinestructurewithintheflowfieldofturbomachinery.Ingeneral,thestudyofthisproblemcontainstwoas-pects.Thefirstistovisualizethesolidsurfaceflowandtopologicallyanalyzethesingularpointstoinves-tigatetheirnumbers,typesandlocationsandtheskinfrictionlinepatternsintheflowfie1dnearesttothewall.Thisaspectaimsatobtainingacertainamountofwallflowinformation.Thesecondaspect,ontheotherhand,carriesoutdetailedflowfieldmeasure-mentsandvisualizationstoac…     

L型叶尖小翼对风力机性能影响的研究

采用标准的k-ε湍流模型对添加L型叶尖小翼叶片与原叶片在不同风速条件下进行三维流场的数值研究。通过分析叶尖区域流场和压力分布得到:对比原叶片,L型小翼对通过叶尖的气流具有导流作用,使通过叶尖的气流变得平缓流畅,同时小翼能有效改善叶尖吸力面的气流分离,使得气流分离位置远离叶片前缘,减小压差阻力。L型叶尖小翼加大叶尖部位吸力面与压力面的压差,增大风轮转矩,使风力机出力增加。添加L型小翼后,风力机推力系数最大增幅为0.81%,风力机功率最大增幅为4.2%。     

叶根倒角对轴流压气机转子两端区流动结构的影响研究

为了揭示叶根倒角对跨音速转子的气动性能影响规律,以NASA的Rotor67转子为研究对象,采用数值方法研究了叶根倒角对跨音速轴流压气机角区分离和工作裕度的影响机制。结果表明：叶根倒角的引入改善了叶片倒角区前缘附近的来流攻角适应性及该区域的叶型几何曲率分布特征,进而提升叶根吸力面的抗分离能力。带有倒角结构的转子叶片在其叶根倒角未覆盖区的叶型中后段周向压力梯度大于原型叶片,有利于克服气流沿吸力面流动时产生的离心力,进而抑制了尾缘附近的分离现象,使得该区域效率提升了3.9%以上。倒角的存在借助于径向平衡约束,重塑了叶尖区域的沿程叶表静压分布,并减小了尖区的入口轴向速度,直接导致叶尖区域主流流体的通流能力明显削弱,并诱发相对更强的间隙泄漏流,从而使得跨音转子提前发生失速,压气机工作裕度降低了19%以上。     

采用壁面吸气改善叶栅性能的数值模拟

针对某大折转角子午扩张型导叶，通过数值模拟，讨论了端壁附面层抽吸对叶栅性能的影响。结果表明：对于大分离叶栅，在靠近吸力面的端壁上进行附面层抽吸可以获得最佳效果。端壁抽吸可以改变流场的分离形态，遏止端壁角区的分离，并延迟和减小吸力面的分离。从而在大部分叶高上使得叶片负荷增加，损失减小，并且沿径向分布趋于均匀。