轴向间距对涡轮激波结构及性能影响研究

采用CFD软件数值模拟了三种轴向间距下涡轮叶栅内部非定常流动,重点研究了轴向间距对涡轮激波结构及气动性能的影响。结果表明,轴向间距对涡轮气动性能尤其是叶排间激波结构产生重要影响。随着轴向间距减小,叶排间流动非定常性增强,激波强度及影响范围增加,对动叶负荷影响主要体现在动叶前端部分。     

水蒸气跨声速流动中非平衡相变与激波的耦合作用

引入水蒸气非平衡相变的动力学模型和水蒸气真实物性模型,建立了水蒸气跨声速非平衡流动的守恒型数值计算模型,采用Roe-FDS计算格式数值捕捉了水蒸气超声速流动中的非平衡相变与激波效应,在此基础上开展了气动激波与凝结激波的耦合计算,分析了气动激波波锋面与凝结激波波锋面相遇时,气动激波与非平衡相变之间的相互作用规律。研究显示,随着背压的不断升高,气动压缩激波不断向喷管喉口位置推移。当气动激波发生在凝结激波的下游位置时,气动激波的耗散效应使得喷管内的液相质量分数逐渐减小而不会对上游的非平衡相变和凝结激波产生影响。当气动激波随背压继续上行与气动激波交汇时,气动激波强烈的耗散效应使得凝结激波特征迅速减弱,非平衡相变逐渐退化到喷管边界区域,而气动激波由于受到凝结激波的强烈干扰,激波强度迅速减弱,显现出明显的斜弱激波特征.当气动激波上行至喷管喉口附近时,X型凝结激波逐渐消退,非平衡相变在喷管主流区消失。     

激波管风洞中全尺寸涡轮试验的若干气动问题

暂冲式涡轮实验台是促进涡轮部件技术进步的关键设施．本文对激波管风洞全尺寸涡轮实验台若干气动问题进行了研究，结果表明：在暂冲式风洞中，涡轮建立稳态流场所需时间正比于涡轮叶排的轴向尺寸和折合流量．激波管风洞、喷管、实验段间匹配非常关键．     

有机工质向心透平气动设计与变工况性能预测

本文按实际气体计算有机工质蒸气物性,编写有机工质向心透平气动设计和变工况性能预测程序,对以R123为工质的向心透平进行气动设计优化、变工况性能预测计算。通过数值实验模拟分析三维流动情况和整机性能,结果显示透平设计和性能预测结果有效、可靠,但气动设计对强激波引起的损失及气流偏转估计不足,需要改进气动设计和性能预测方法,优化叶型。     

弱化激波涡轮叶栅研究

激波问题严重影响超/跨音涡轮气动性能、冷却特性和结构完整性,因而,弱化激波设计是高负荷涡轮研究的热点之一。针对这一问题,本文以两个典型超/跨音涡轮叶栅为例,以伴随方法寻优为手段,给定流量和出口气流角约束,在不同工况点下进行优化,并对比研究变工况特性、流动特征和造型参数,探索弱化激波涡轮叶栅设计技术及规律。     

低展弦比高负荷涡轮气动参数选取准则的分析和研究

本文采用数值模拟方法研究了高负荷涡轮中载荷系数,流量系数、反动度和轴向速比四个参数对涡轮级效率的影响,采用的计算程序以等熵效率公式为基础,并加入了改进的KO损失模型,在一定载荷系数、流量系数、反动度、轴向速比、稠度、轮毂比、展弦比、尾缘厚度/喉部宽度和叶顶间隙/叶高范围内,通过正交实验设计方法分析了各参数对涡轮效率的敏感性,其中稠度、轮毂比、展弦比和尾缘厚度/喉部宽度的敏感性相对较低,可以忽略。与此同时,针对一载荷系数2.6、压比5的高负荷涡轮详细计算分析了载荷系数、流量系数、反动度和轴向速比四个参数对涡轮效率的影响和选取准则,通过综合分析得到了具有一定适用范围的高负荷涡轮气动参数选取参考图。在此基础上,进行了高负荷涡轮气动方案设计,并利用三维数值模拟手段对所设计的气动方案进行了验证,结果表明:三维数值计算结果与一维分析结果偏差较小,采用此准则选取相关气动参数可以设计出满足条件并且性能良好的高负荷跨声速涡轮。     

跨音速涡轮静叶上端壁结构对动叶顶部气动换热特性的影响

本文通过求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和Spalart-Allmaras紊流模型数值研究了跨音速涡轮静叶上端壁结构对动叶顶部气动换热特性的影响。数值预测得到的动叶中径处压力分布与实验数据吻合良好,从而验证了该数值方法的可靠性。本文研究结果表明:静叶上端壁结构对动叶顶部前缘处的流动换热特性有显著影响,对靠近尾缘处的流动换热没有影响;静叶端壁为S型上端壁时叶顶平均换热流密度要低于采用常规端壁,且通流效率高于采用常规端壁;靠近尾缘区域的流动换热特性受间隙内斜激波的影响显著,由于斜激波和叶顶表面边界层的相互作用及斜激波在叶顶表面和端壁面之间的反射,导致靠近尾缘处的叶顶表面存在条状分布的高热流密度区域。     

超跨声涡轮叶栅尾缘激波系流动研究

本文通过分析超跨声涡轮尾缘波系的流动机理给出了详细的尾缘激波系流动图画,强调了尾缘分离激波的重要作用.经过分析,认为基底区压力是通过影响基底区宽度来影响涡轮叶栅尾缘激波强度的.最后将上述机理应用到某叶栅S1计算程序的改进工作中,数值计算和叶栅试验结果表明,改进工作有效提高了该程序对超跨声涡轮叶栅尾缘激波流动的模拟能力.     

叶型偏差对整机环境中涡轮性能的影响

叶型加工和装配的误差可能会对涡轮部件乃至发动机整机的性能产生显著的影响。本文针对某整机环境中的涡轮部件,采用数值模拟结合实验的方法,研究了涡轮叶型偏差对其气动性能的影响。结果表明:在整机环境中,叶型偏差首先导致涡轮部件气动性能的微小变化,而整台发动机的工作点随之改变,导致涡轮部件的来流条件、各级涡轮的转速和速度三角形以及其内部的流动细节均会发生明显的变化,最终叶型偏差对涡轮部件气动性能的影响被显著放大。     

可调向心涡轮后加载型导叶设计和数值研究

针对某可调向心涡轮导叶段存在的强激波和端壁泄漏损失,设计了一种后加载特性导叶,并在级环境下进行了研究。首先对比了原模型设计开度下的数值与实验结果,验证了数值模型的有效性,然后进行了将原模型和新模型的定常与非定常计算。结果表明:后加载型导叶在通过降低导叶端壁泄漏涡强度而减小其总压损失的同时可大幅度弱化导叶喉部和尾缘激波强度;导叶间隙泄漏流和尾缘激波的减弱使转子叶片静压波动强度降低,增强了转子叶片的可靠性。     

燃气涡轮机气冷涡轮气动设计体系设计思想及其应用

由于燃气涡轮机的发展,作为燃气涡轮机最重要的部件气冷涡轮,其负荷与涡轮前温度不断提高,为适应这一发展,气冷涡轮气动设计体系与设计思想均有了新的发展.本文的目的就是从三个方面分析与介绍这一发展内涵.第一部分,重点介绍气冷涡轮气动设计体系的发展、介绍主要程序的特点与分层优化设计过程.第二部分,重点介绍应用平均方程在计算气冷涡轮气动问题时,如何提高计算的可靠性与计算精度.第三部分,重点介绍气冷涡轮三维气动设计思想.     

计算流体成像技术重构方法及其应用

建立系统的计算流体成像(CFI)技术,并论证其为流动数值模拟与风洞实验相互佐证的重要手段。采用纯数值模拟技术重构得到流场计算阴影、纹影以及干涉图,主要技术包括复杂湍流模拟技术、三线性插值技术和流动图像重构技术等。同时将CFI技术应用于激波管内绕障碍物三维复杂流动计算图像重构,并与双向全息实验结果进行了比较分析。研究证明该CFI技术可以用于复杂几何边界、分区域、非定常流动图像重构,不仅能够为流场结构特征分析提供重要参考依据,而且能够用于数值模拟与风洞实验结果的比较印证。     

非定常欠膨胀射流的正格式数值模拟

 采用二阶正格式方法对非定常欠膨胀射流进行了数值模拟。将二维守恒方程的正格式方法推广到轴对称Euler方程组的求解,并对不同马赫数下的燃气射流进行了数值计算。计算结果表明,该方法能够较好地捕捉到包含膨胀波、入射激波、反射激波、马赫盘、射流边界以及三波点等复杂射流流场的波系结构,与实验照片反映的流动特征以及已有的数值结果相吻合。表明该方法对间断解具有较强的捕捉能力,在激波阵面上不会出现数值振荡。     

边界层效应影响等离子体气动激励诱导激波机理

 针对小型暂冲式超声速风洞进行的诱导激波实验结果,提出等离子体气动激励诱导激波的机理不仅取决于放电时产生的焦耳热效应,放电区域的边界层厚度也起到了决定性的作用的推论。为进一步验证此思想,在高超声速激波风洞进行了等离子体气动激励诱导激波的实验研究。结果表明,在边界层很薄的情况下,等离子体气动激励能够诱导出斜激波。分别阐述了两种实验条件下诱导激波的机理,证实了边界层效应在等离子体与激波相互作用中起到了决定性作用。     

一类新型激波捕捉格式的耗散性与稳定性分析

高超声速流动是高复杂性的可压缩黏性流动, 其中存在激波、剪切层、激波/激波干扰、激波/边界层干扰、旋涡与分离流动等复杂流场结构. 对其进行准确模拟需要使用低耗散、强鲁棒性的激波捕捉方法. 本文基于一类新型的通量项分裂方法, 提出了一种耗散低且鲁棒性好的激波捕捉格式K-CUSP-X. 对该格式的耗散性和激波稳定性进行了详细的理论分析, 得到了格式激波稳定的数值条件. 推论认为, 迎风格式激波稳定的充分条件为速度扰动量具有衰减性, 数值实验验证了该推论. 研究表明, 该格式与Toro提出的通量分裂格式K-CUSP-T相比, 在保证精确捕捉接触间断的同时, 又具有更好的稳定性, 在激波处不会产生“红玉”现象.     

对运动斜激波绕射波纹壁面的研究

使用计算流体动力学的方法,对经典的运动激波绕射现象做数值模拟,研究了一类复杂激波反射问题一入射的运动斜激波绕射现象.给出一组运动斜激波绕射波纹壁面的非定常过程的模拟结果。计算结果显示出由运动斜激波绕射诱导的多波干扰产生的复杂流场结构。     

某1+1对转涡轮的气动设计及其流动特性的初步分析

本文对某1+1对转涡轮的气动设计进行了研究,并利用三维计算程序对其流场进行了定常和非定常的数值模拟。研究结果表明,对转涡轮中低压导叶安装角的选取要大于常规涡轮。在低压静子中,1+1对转涡轮与常规涡轮有着不同的尾迹输运方式:高压转子的尾迹被低压导叶切断之后进入通道中,且具有从吸力面前移压力面的趋势。数值结果还表明,非定常下的低压级性能与定常下有显著的不同。     

激波管风洞中叶表测热实验与计算

本文利用激波管平面叶栅风洞在来流总压PO=1602×105 Pa、2.077×105Pa,相应总温TO=338.5 K、373.0K条件下进行了某叶型叶表压力分布、热流率分布测量实验。同时对实验段、实验叶栅进行了气动、传热方面的数值模拟。采用多种湍流模型计算并与实验数据比较后,发现采用spalart-Allmaras湍流模型计算所得叶表热流率与实验数据变化趋势一致。     

带翼型围带涡轮叶栅冲角适应性的实验与数值研究

针对一新型翼型围带结构,通过数值计算验证其相对于全周小翼结构在改善涡轮叶栅气动性能的优势。在此基础上,结合实验与数值模拟分析了带此翼型围带涡轮叶栅的冲角适应能力。结果表明,翼型围带可在全周小翼基础上进一步削弱泄漏涡与通道涡强度,使涡轮叶栅下游流场更为均匀;冲角变化主要影响叶片表面前半部分的静压系数,冲角增加,中径与近叶顶区域的横向压差增大,导致通道涡强度增加;由于冲角变化对泄漏涡生成发展的通道后部区域的静压改变不大,所以泄漏涡对冲角的敏感性不强;基于负冲角可改善涡轮叶栅气动性能的结果,文章最后对多组大负冲角下的叶栅性能做了数值研究,发现冲角小于一定值时,压力面流体分离严重,导致-80°冲角的总压损失甚至高于+10°冲角。     

短周期涡轮实验的非稳态效应研究

近年来,短周期实验在涡轮研究领域得到了越来越广泛的应用,但是短周期实验过程中流场参数是不断变化的,这可能给实验结果带来不利的影响,降低了短周期实验的精度.本文针对某涡轮的短周期气动性能实验,通过非定常数值方法模拟了短周期实验过程中涡轮落压比和涡轮转速非稳态变化的过程,分析了短周期实验非稳态效应对实验结果的影响.数值模拟的结果表明.非稳态效应对涡轮扭矩、焓降、流量和效率的影响基本与单位压强变化率和单位转速变化率呈线性关系,非稳态效应对效率造成的误差通常在0.3%以内.本文使用的方法,可以推广到其他类型的短周期涡轮实验中用于分析实验非稳态效应,对于提高短周期实验台的精度、推广短周期实验技术是有意义的.