检索结果-内蒙古大学图书馆

哈尔滨工程大学学报 2024年第8期45卷 1534-1542页

作者：牛夕莹王磊陆华伟李越王敏锋张鹏中国船舶集团有限公司第七〇三研究所黑龙江哈尔滨150078 江苏核电有限公司江苏连云港222000 大连海事大学船舶与海洋工程学院辽宁大连116026 空军装备部驻株洲地区军事代表室湖南株洲412002

为了探讨某扇形涡轮过渡段的气动性能,本文进行了互补互证的数值与试验研究,分析扇形过渡段内损失的区域以及原因。通过采用试验和数值模拟方法,结合经验公式对过渡段型线进行改型设计并进行周期性数值模拟,对原型扇形涡轮过渡段进行了... 详细信息

为了探讨某扇形涡轮过渡段的气动性能,本文进行了互补互证的数值与试验研究,分析扇形过渡段内损失的区域以及原因。通过采用试验和数值模拟方法,结合经验公式对过渡段型线进行改型设计并进行周期性数值模拟,对原型扇形涡轮过渡段进行了研究,分析了扇形过渡段中损失的主要来源。结果表明:0.07Ma、0.14Ma时扇形涡轮过渡段损失主要在机匣两侧,其余马赫数时在端壁摩擦和流动逆向压差共同作用下使损失区域向支板与左右端壁的中心靠近,周期性模拟时出口面损失区域位于支板后中心区域。本文发现不同型线模型拥有不同的流动过程,等压梯度型线先快速扩压后缓慢扩压的扩压流动方式能有效降低过渡段损失,损失相较于原型减小。

关键词：涡轮过渡段出口损失型线改型流动特性数值模拟等压梯度曲线模型端壁损失马赫数

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涡轮过渡段一体化设计与流动分析

涡轮过渡段一体化设计与流动分析

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作者：王清北哈尔滨工程大学

学位级别：硕士

现代大涵道比涡扇发动机使得高低压涡轮过渡段具有更大的面积比和更大的径向偏距,而较大曲率的过渡段造成其端壁附面层分离严重,诱导出很强的二次流,使得过渡段流道内的流动状态趋于复杂化。在造成过渡段流动损失增加的同时,也会影响下... 详细信息

现代大涵道比涡扇发动机使得高低压涡轮过渡段具有更大的面积比和更大的径向偏距,而较大曲率的过渡段造成其端壁附面层分离严重,诱导出很强的二次流,使得过渡段流道内的流动状态趋于复杂化。在造成过渡段流动损失增加的同时,也会影响下游低压涡轮的性能。为进一步提高涡轮的紧凑度,并抑制传统过渡段内的三维分离,可以将过渡段支板与低压涡轮第一级导叶的功能合二为一,称之为涡轮一体化过渡段。为降低涡轮过渡段损失,并起到较好的涡轮导叶作用,探索涡轮过渡段的一体化气动设计方法与内部流动机理就成为有应用价值的研究课题。本文针对带支板的涡轮过渡段开展一体化设计方法研究,基于某型涡轮过渡段设计了支板叶型,并以此过渡段为研究对象,研究其内部的复杂流动机理。本文首先开展涡轮过渡段支板设计。以某型过渡段作为设计模型,针对性的改进常规涡轮叶型设计方法以贴合过渡段支板气动设计的需要。本文以轴向速度和气流角作为迭代变量,通过双重迭代计算流程完成过渡段一体化支板的一维设计。即首先对轴向速度进行迭代计算,待轴向速度收敛后,再对气流角进行迭代计算。随后则是落后角的计算,本文提出一种基于微调叶型落后角所获得模型的数值仿真结果来预测叶栅落后角的方法,实现快速而精确的计算支板落后角。采取基于径向压力梯度控制的可控涡设计,通过调整反动度、质量流量等参数沿径向的分布,降低过渡段弯曲对流动的影响,使得等熵效率提高1.39%,功率增加3.57%。最后研究了一体化过渡段支板与导叶组合叶栅的稠度选取问题,本文过渡段支板采用大小叶片组合叶栅设计,分为大叶片支板和小叶片分流叶片,当量稠度为1.54。经过以上设计流程所设计的一体化过渡段,其数值仿真结果可与气动设计结果相符合,证明该设计方法的可行性。然后,本文对于设计完成一体化支板的涡轮过渡段进行了流动机理研究,研究结果表明,过渡段的进出口径向偏距对一体化过渡段流场的影响较大。在过渡段前半部分上端壁分离严重;而在过渡段后半部分下端壁分离严重。在过渡段出口表现为下端壁区域的流动损失显著高于上端壁区域的流动损失,成为过渡段流动的重要特征。此外,本文还研究了大小叶片组合叶栅的流场情况。由于大叶片较大的厚度分布,其两侧流道的收敛性被改变,造成局部损失增强。

关键词：大子午扩张涡轮过渡段一体化设计气动分析

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扇形涡轮过渡段流动特性及改型研究

扇形涡轮过渡段流动特性及改型研究

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作者：王磊大连海事大学

学位级别：硕士

随着航空发动机的发展,对其经济性与环境友好性的需求日益增加,因此需要有更大的涵道比的发动机。但是涵道比变大需要风扇转速降低,这就限制了和它相关联的低压涡轮的转速。在现在的发动机中,高低压轴的转速差会使高低压涡轮的直径差距... 详细信息

随着航空发动机的发展,对其经济性与环境友好性的需求日益增加,因此需要有更大的涵道比的发动机。但是涵道比变大需要风扇转速降低,这就限制了和它相关联的低压涡轮的转速。在现在的发动机中,高低压轴的转速差会使高低压涡轮的直径差距变大,因此两者之间需要采用过渡段来连接。另外为了减轻发动机的重量,涡轮过渡段需要设计的尽量短,也就是设计紧凑过渡段。但是随着轴向长度的缩短,会使过渡段内部气流出现严重的三维流动分离,诱导出二次流动。为了获得更好的紧凑式涡轮过渡段设计技术,提高涡扇发动机的整体性能,本文进行深入分析。以原型与紧凑型的扇形涡轮过渡段试验为基准,配合对应的数值模拟研究内部流动特性及改型研究。首先验证了试验来流流场均匀性,再通过试验与数值模拟的结果对比分析过渡段紧凑化后对性能带来的影响。最后通过周期性模拟研究扇形试验与整环模拟的不同之处,揭示了两侧端壁的存在给过渡段内流动带来的影响。研究结果显示:轮毂侧损失是由于支板前缘形成的马蹄涡一直发展至出口。机匣侧损失产生主要有两个原因,低马赫数时是由于支板尾缘引发的损失,当马赫数升高时支板尾迹由于流向以及径向的逆压梯度使得气流在发展过程中在周向上远离对称位置向两侧发展。扇形端壁模拟时由于端壁摩擦损失的影响,损失发展的空间位置较为稳定而周期性模拟时由于逆向压差,高损失区域背离对称位置向两侧扩张发展。之后研究了使用主动控制技术降低紧凑型过渡段内的流动损失。在紧凑型过渡段上端壁支板侧开孔进行射流,选择不同的流量以及不同角度,研究该主动控制技术对性能的提升。研究结果显示:吹气后总压损失明显降低,仅采用不足过渡段进口流量0.3%的射流气体,就能使总压损失系数最高降低22.54%。在支板后的流动分离明显降低。经过射流之后,过渡段机匣侧的流动分离现象明显减弱,有效的削弱了支板尾缘与机匣侧流动的分离。最后为了解决长度缩短后紧凑型过渡段损失增大的问题,在保证进出口面积不变,轴向长度不变,支板不变的情况下,选择三种不同的经验公式对紧凑型过渡段进行型线改型设计,通过型线改型来改变内部流动规律。研究结果显示:等压梯度曲线相较于原型有较大的性能提升,损失区域及损失系数都大大减小。较好的过渡段扩压方式应该是尽可能少的顺压梯度和逆压梯度交替过程,且扩压速率应在前半段在开始阶段变化较快,在后半程变化较缓,这样的扩压方式能在易产生分离的过渡段后半段减少流动分离。

关键词：涡轮过渡段紧凑化流动损失改型流动控制

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涡轴发动机涡轮过渡段环形叶栅试验验证

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航空科学技术 2021年第2期32卷 38-43页

作者：吴小芳周颖刘长青中国航发湖南动力机械研究所中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室湖南株洲412002

本文以涡轴发动机涡轮过渡段(ITD)为研究对象,进行了环形叶栅试验,获取了过渡段在-15°~15°迎角下过渡段的损失特性。试验结果表明,总压损失随着马赫数的增加而增加,且呈二次曲线关系。在进口迎角为-5°~0°时,涡轮过... 详细信息

本文以涡轴发动机涡轮过渡段(ITD)为研究对象,进行了环形叶栅试验,获取了过渡段在-15°~15°迎角下过渡段的损失特性。试验结果表明,总压损失随着马赫数的增加而增加,且呈二次曲线关系。在进口迎角为-5°~0°时,涡轮过渡段总压损失最低,在正迎角时,涡轮过渡段总压损失较大,且偏离支板倾斜方向越大,损失越大。试验同时获得了设计状态过渡段内部气动参数分布,可为该涡轮过渡段支板叶型的优化设计提供一定的试验依据。

关键词：涡轮过渡段环形叶栅试验变迎角马赫数

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大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真

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航空发动机 2019年第5期45卷 36-41页

作者：蒋首民张海华王雷陈云马广健中国航发沈阳发动机研究所沈阳110015 海装沈阳局沈阳110031

为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行... 详细信息

为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行3维非定常数值仿真。结果表明:支板尾缘部分的静压波动小于支板前缘部分的;高压涡轮静子尾迹被转子切割后进入转子通道中向下游传播并在过渡段内形成尾迹通道,尾迹在过渡段内的时空演化是过渡段内损失的主要来源;过渡段支板表面负荷分布发生明显的周期性变化,支板表面承受较强的非定常力,在过渡段设计中必须考虑。

关键词：非定常流动大扩张角涡轮过渡段涡系结构航空发动机

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一体化涡轮过渡段气动优化技术

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燃气涡轮试验与研究 2020年第6期33卷 F0002-F0002页

涡轮过渡段的气动性能对涡轮部件乃至整个发动机的性能都有重要影响,国外历来重视对涡轮过渡段的研究,还制定了如AITEB-2、AIDA等专门的研究计划。根据结构形式的不同,涡轮过渡段可分为普通过渡段和一体化过渡段。普通过渡段即扩张流道... 详细信息

涡轮过渡段的气动性能对涡轮部件乃至整个发动机的性能都有重要影响,国外历来重视对涡轮过渡段的研究,还制定了如AITEB-2、AIDA等专门的研究计划。根据结构形式的不同,涡轮过渡段可分为普通过渡段和一体化过渡段。普通过渡段即扩张流道+支板叶片。一体化过渡段是为了进一步提高涡轮部件的气动性能,同时降低其尺寸和质量,采用过渡段与下游涡轮静子一体化的结构来代替单独的过渡段和下游涡轮静子。相对于普通过渡段,一体化过渡段的气动性能对于整个涡轮部件气动性能的影响更大,其设计难度也更大。并且在一体化过渡段的早期设计阶段,其气动性能通常很难达到性能指标要求,需要在后期进行优化改进。

关键词：涡轮部件涡轮静子气动优化涡轮过渡段扩张流道设计阶段一体化优化改进

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几何参数对紧凑涡轮过渡段内部流动机理影响研究

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工程热物理学报 2017年第7期38卷 1539-1548页

作者：张燕峰王晏根卢新根韩戈朱俊强中国科学院工程热物理研究所北京100190 中国科学院大学北京100049

本文深入探讨了定常来流条件下过渡段内部流动机理和损失机制。通过保持过渡段长高比、雷诺数和进口旋流不变,借助实验和数值模拟方法,系统地研究了过渡段中位角和出口面积对其内部流动及气动性能影响。研究发现,过渡段内部流场结构主... 详细信息

本文深入探讨了定常来流条件下过渡段内部流动机理和损失机制。通过保持过渡段长高比、雷诺数和进口旋流不变,借助实验和数值模拟方法,系统地研究了过渡段中位角和出口面积对其内部流动及气动性能影响。研究发现,过渡段内部流场结构主要以对涡及轮毂和机匣区域附面层分离为主。过渡段来流尾迹、中位角及进出口面积比是影响过渡段内部流动损失的三个主要因素。其中,中位角决定了机匣第一弯逆压梯度强度,面积比主要控制第二弯静压升,上游尾迹是诱发机匣侧流动分离的主要诱因。在大中位角情况下,机匣第一弯的流动分离更严重,分离明显提前。在大面积比情况下,机匣侧不仅出现由上游尾迹堆积产生的流动分离,还会出现机匣附面层自身二维分离。随着过渡段的中位角和面积比增大,损失急剧增加。

关键词：涡轮过渡段紧凑流动机理分离损失

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几何因素对涡轮过渡段性能的影响

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燃气涡轮试验与研究 2016年第4期29卷 6-12页

作者：李同日刘火星北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

为研究涡轮过渡段几何因素对其性能的影响,采用参数化方法进行过渡段子午流面造型,利用数值模拟方法对过渡段性能进行计算分析,同时借助试验结果予以对比验证。结果表明:长高比、扩张角会影响过渡段壁面曲率变化,大长高比、小扩张角过... 详细信息

为研究涡轮过渡段几何因素对其性能的影响,采用参数化方法进行过渡段子午流面造型,利用数值模拟方法对过渡段性能进行计算分析,同时借助试验结果予以对比验证。结果表明:长高比、扩张角会影响过渡段壁面曲率变化,大长高比、小扩张角过渡段扩压效果较好;相对于长高比、面积比,扩张角对过渡段总压恢复系数影响最大;进出口面积比直接影响过渡段扩压程度,但对过渡段总压损失影响较小;面积比增大18%,静压升系数最大可增加90%。

关键词：航空发动机涡轮过渡段几何因素长高比面积比扩张角数值模拟试验测量

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大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

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航空发动机 2016年第1期42卷 75-78页

作者：施鎏鎏罗华玲张颜刘火星中航商用航空发动机有限责任公司上海201108 北京航空航天大学航空发动机气动热力国家科技重点实验室北京100191

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析。结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流... 详细信息

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析。结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性。来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大。CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2%。

关键词：大扩张角涡轮过渡段气动性能流动分离气流角试验大涵道比发动机

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大涵道比发动机涡轮过渡段气动改型设计

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航空发动机 2015年第4期41卷 18-23页

作者：郭泽润蒋首民孔庆国周琨中国航天科工集团31研究所高超声速冲压发动机技术重点实验室北京100074 北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191

大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控... 详细信息

大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。

关键词：涡轮过渡段气动设计流动分离二次流大涵道比发动机

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