非设计工况下1＋1／2对转涡轮性能研究

为了研究和改善1 1/2对转涡轮性能,本文对1 1/2对转涡轮两种转速下不同落压比共16种工况进行了数值研究,并与实验结果进行了对照.结果表明近设计工况下计算结果和实验值吻合较好.1 1/2对转涡轮出口背压对高压转子性能影响较小,对低压转子性能影响较大,这导致变工况下1 1/2对转涡轮高低压轴出功比变化较大.通过对某典型非设计工况和设计工况下的流场结构的分析发现非设计工况下1 1/2对转涡轮高压动叶中发生了明显的流动分离.高低压动叶不能很好地匹配,需要采取合理的流动控制措施去改善已有1 1/2对转涡轮的变工况性能.     

1+1/2对转涡轮应用中的关键技术问题

本文对1+1/2对转涡轮应用的关键技术问题进行了探讨。分析表明,出功比SWR是衡量1+1/2对转涡轮技术 难度的特征参数。增加高压转叶出口气流角和马赫数是降低出功比的两条现实途径。关于高压转叶与低压转叶非定常作用 的分析和理解将是1+1/2对转涡轮成功的关键。     

涡轮转速对无导叶对转涡轮流动特性的影响

为了探究无导叶对转涡轮在不同涡轮转速下的流动特性,运用CFD方法对某无导叶对转涡轮模型级的流场进行了三维定常多叶片排的数值模拟.结果表明,涡轮转速的变化对无导叶对转涡轮的喉部位置基本没有影响;随涡轮转速的升高,高压动叶内的激波损失增大,低压动叶内的激波损失减小,源生于低压动叶吸力面上的激波沿吸力面向尾缘移动;对于远离设计点的非设计工况,流动分离损失及低压动叶中的激波损失构成了对转涡轮损失中的主体;涡轮转速的变化对高低压动叶出口气流角及高压动叶出口马赫数的影响作用较大;高低压涡轮出功比、对转涡轮的总功率及等熵效率均随涡轮转速的增大而增大.     

1+3/2与1+1/2对转涡轮对比分析

为理清1 1/2对转涡轮及1 3/2对转涡轮使用范围和效能,从而帮助设计决策,本文采用Stewart方法,从速度三角形基本分析入手,以速功比为主要变量,考察、对比1 3/2和1 1/2对转涡轮性能特点.研究表明:各转速比下,1 3/2对转涡轮高效率范围都比1 1/2对转涡轮窄,但其高效区发生在更小的总速功比区域;随转速比绝对值增加,两种涡轮高效率区都增加,高效率区位置都偏向大的总速功比区域;相比于1 1/2对转涡轮,1 3/2对转涡轮具有较低出功比,且偏向于低速功比区域;随转速比绝对值增加,两种对转涡轮出功比范围均拓展.这些结果为未来先进航空发动机涡轮选型提供了重要借鉴.     

无导叶对转涡轮三维流场的非定常数值模拟

为了揭示1 1／2(无低压导叶)对转涡轮流场的非定常流动特性,运用全三维粘性流场计算程序对某1 1／2对转涡轮模型级的流场进行了非定常数值模拟。结果表明,非定常计算可以获得比定常计算更为丰富的流场信息;非定常效应具有逐级累积的趋势;高压导叶压力面叶表静压展向分布比吸力面均匀;高低压动叶压力面和吸力面叶表静压的展向分布不均匀;高压动叶的负荷随叶高的增加而增大;高低压动叶出口气流角沿整个叶展均较大地偏离轴向,说明高低压涡轮的功负荷较高,在出功量上达到了设计目标。     

动叶顶部间隙对1+1/2对转涡轮性能的影响

本文对1+1／2对转涡轮中动叶顶部间隙大小对涡轮性能的影响进行了详细的数值模拟。对涡轮总体性能参数、节距平均出口气流角、出口节距平均相对马赫数以及不同叶高的负荷进行了对照,发现间隙对1+1／2对转涡轮性能影响明显,尤其是当间隙较大时。当低压动叶间隙宽度达到高压动叶前缘叶高的4．5％时,低压动叶间隙中流动普遍超音,在设计1+1／2对转涡轮时需要加以重点考虑。     

1+1/2对转涡轮高压动叶叶顶间隙变化规律及影响作用

为阐明1+1/2对转涡轮高压动叶叶顶间隙高度在变工况时的变化规律,以涡轮流场和高压动叶为整体进行气热双向耦合计算,根据所得温度场对叶片进行热弹单向耦合计算,获取了叶片形变量。不同于常规亚音速涡轮动叶的间隙变化规律,1+1/2对转涡轮高压动叶在较高转速和膨胀比的工况范围内,随着膨胀比降低,前缘间隙高度保持不变,而尾缘间隙高度以二次曲线规律减小。这是由于该工况范围内高压动叶流场展向全超音堵塞,喉道上游流场不受膨胀比变化影响,下游流场的温度随膨胀比减小而升高。相应地,叶片喉道前部温度不变、后部温度升高,导致前缘叶高不变、尾缘因热膨胀伸长。为避免尾缘间隙减小引起碰磨,根据叶片尾缘形变特点增大了设计点的尾缘间隙高度,导致设计工况时叶片后部间隙泄漏流射流速度增大、剪切作用增强,泄漏流流量和损失增加。为保证工作安全的同时提高涡轮效率,有必要发展前、尾缘叶顶间隙独立控制方法,使变工况时前、尾缘的叶顶间隙高度皆在合理范围内。     

多级无导叶对转涡轮气动设计研究

为了有效减少当前航空发动机轴流涡轮导向器的叶片排数,对多级无导叶对转涡轮的气动设计方法展开了研究.给出了该类型涡轮的基本结构和命名方法,介绍了使用该涡轮的发动机热力循环模拟和性能计算流程,提出了能够改善动叶进口预旋、提高级载荷和效率的设计方法。完成了一个由4排锥形动叶构成的高负荷多级无导叶对转涡轮气动设计,设计点总压比和总效率的数值模拟结果分别为10.4和91.2%,验证了设计方法的有效性.     

1+1/2对转涡轮中激波结构的数值研究

本文对1 1／2对转涡轮中激波及激波／叶排干扰等进行了详细的数值模拟。分析发现,1 1／2对转涡轮高压动叶流道中压缩波系与常规涡轮流道中的压缩波系存在明显的不同。1 1／2对转涡轮高压动叶吸力面60％轴向弦长处产生了一组压缩波,它与内伸波相交。在常规涡轮中,这组压缩波将不会出现;内伸波在吸力面的反射波很强,不能忽略。在常规涡轮中,内伸波的反射波可以忽略。由于尾迹及低压动叶的作用,高压动叶外伸波的影响范围和强度呈现周期性的变化。     

关于1+1/2对转涡轮的基本分析和初步设计

１＋１／２（无低压导叶）对转涡轮是高性能军用发动机迫切需要的关键技术之一。本文针对该类对转涡轮展开基本分析,并以某型发动机为目标进行了 １＋１／２对转涡轮试验件的初步设计。研究表明 １＋１／２对转涡轮总效率更多由第一级决定,第二级效率一般较高;高低压轴出功比和第一级涡轮的负荷水平是表征此类涡轮设计难易程度的关键参数。     

流道缩扩比对1+1/2对转涡轮高压动叶性能影响的研究

本文以1+1/2对转涡轮为背景,采用理论分析与数值模拟相结合的方法对某1+1/2对转涡轮高压动叶进行了优化设计.研究结果表明,流道缩扩比对高出口马赫数涡轮叶栅性能有重要影响,合理的流道缩扩比能减弱甚至消除尾缘内伸波,从而提升叶栅的性能.文中综合考虑了叶栅流道周向以及径向两个方向的扩张因素后选择了叶栅流道缩扩比,进行1+...     

1＋1/2对转涡轮高压动叶顶部间隙流场数值研究

本文对1 1/2对转涡轮中高压动叶顶部间隙中的流动进行了详细的数值研究.通过分析沿弦向不同位置截面上的相对马赫数、速度矢量及静压等的分布,研究了高压动叶间隙及附近的波系及涡系分布.由于1 1/2对转涡轮高压动叶为缩放型流道,其间隙中出现了明显的超音流动,这与普通涡轮间隙中的流动存在明显不同.     

1+1/2对转涡轮模型试验件气动设计

本文在小函道比涡轮风扇发动机范围内,由高、低压轴功率匹配及先前研究结果确定了可行的1+1/2对转涡轮设计目标,进一步对模型试验件展开了气动设计和叶片造型。尽管设计未在实现目标方面进一步努力,但结合先前工作,建立了实用1+1/2对转涡轮设计的理论和技术基础,揭示出设计中存在的困难,指明了解决问题的方向和未来用于继续提升1+1/2对转涡轮的关键技术。     

1+1/2对转涡轮叶排轴向间距对性能影响的研究

木文对1+1/2对转涡轮中轴向间距影响进行了初步研究。对不同轴向间距叶栅流场进行了大量时间精确模拟。研究表明,1+1/2对转涡轮高低压转叶间轴向间距成为追求高效率的制约因素,轴向间距为高压转叶喉部宽度是关键点。因此有关小轴向间距下强激波/叶排干扰的研究应该加强。     

1+1/2对转涡轮低压动叶激波结构的研究

本文对1 1／2对转涡轮低压动叶中激波结构等进行了详细的数值模拟．通过对流道中静压和马赫数等参数的分析发现,当高压动叶外伸波扫过低压动叶流道时,低压动叶前缘吸力面处产生了一道脱体弧形激波,流道中吸力面上产生了一道正激波,在脱体激波和正激波之间,存在着较强的膨胀波,这种分布与跨音压气机叶栅中的波系结构相似．当高压动叶尾迹扫过低压动叶时,低压动叶吸力面的压力会产生明显的波动,出现一个随时间变化的低压区．     

考虑冷却的1+1/2对转涡轮初步设计

1+1/2对转涡轮技术是高性能航空发动机需要的关键技术之一。本文以某高性能涡轮为目标进行了考虑冷却的涡轮初步设汁,力图通过设计过程抓住对转涡轮设计与应用中的关键问题。研究结果表明在 1+1/2对转涡轮设计中,考虑冷却方案与不考虑冷却方案相差较大,其中高压涡轮动叶是此类对转涡轮设计中的主要关键点。     

E3对转涡轮设计特点分析(Ⅰ)--高压涡轮基元级方案分析

P&W在E3计划中进行的对转涡轮设计,是迄今为止公开发表资料中描述最详尽,也最接近实际应用的一个设计方案.本文以该方案为背景进行深入分析,探讨了对转涡轮高压级基元设计的一些特点.提出应以高压动叶出口无量纲周向速度作为重要设计指标;对转涡轮高压级基元设计应尽量选择较大载荷系数等观点和建议.