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对将双射流引入高压涡轮导向器叶栅进行了二维数值研究。在叶栅出口为高亚声速和超声速条件下,对三种具有不同曲率尾缘的环量控制叶栅,采用在吸力面和压力面各加一股射流的双射流方式对叶栅的气动性能进行探讨。结果表明:叶栅出口气流马赫数为0.6和1.1时,采用双射流方案取得了好于单射流的出口气流角和膨胀比,但由于多加了一股射流,能量损失有所增加;马赫数为0.85时,单射流结构的环量控制涡轮叶栅气动性能已经比较好,再加入一股射流对叶栅的气动性能没有明显改善;双射流条件下,压力面射流后方存在低压区,使得在叶栅尾缘曲率较大时,吸力面射流也保持了较好的附壁效果。 相似文献
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火电汽轮机低压级组和核电汽轮机/船用核动力汽轮机全级都处于湿蒸汽区,湿蒸汽凝结流动长期以来是影响汽轮机经济性和安全性的难题.针对White叶栅,在吸力面和压力面间设计了一个连接相邻的汽流通道的平行通道,采用双流体模型对原型叶栅和改型叶栅内湿蒸汽凝结特性和气动性能进行研究.以总压损失系数、湿汽损失为评价指标,研究了平行通道开设位置对叶栅性能的影响.研究表明:吸力面开设位置(D点)越靠近叶栅尾缘,改型叶栅除湿性能越好;压力面开设位置(C点)对改型叶栅除湿性能影响不大;C点和D点越靠近叶栅尾缘,总压损失系数越大. 相似文献
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本文利用数值模拟方法详细研究了缩放型流道叶栅中从六个不同轴向位置处以不同的质量流量比喷射冷气对叶栅流场性能的影响,对比分析了能量损失系数、叶表静压分布、流道内马赫数分布等,结果表明冷气喷射对叶栅性能的影响和内伸波的影响是不同的。叶栅性能的变化主要是由于冷气喷射导致叶型损失的变化引起的,当冷气从吸力面内伸波作用位置附近及前缘滞止线附近喷射时,冷气与主流的掺混剧烈且持续到叶栅出口处,使得叶栅损失增加;当冷气从压力面和吸力面喉口位置处射流时,叶栅损失减小。在吸力面内伸波反射点附近射流时,由于冷气的滞止作用使得冷气孔前的压力增大,进而减小内伸波前后压差,减弱内伸波强度。 相似文献
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1+1/2对转涡轮高压动叶气膜冷却数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对1 1/2对转涡轮高压动叶设计了冷却方案,在高压动叶前缘滞止线,压力面和吸力面分别开设了冷却孔,并对冷却方案进行了三维数值模拟.为了研究变工况下,高压动叶气膜冷却性能,对三种典型的工况进行了详细的数值模拟.研究了不同转速对高压动叶前缘冷却效果的影响,以及吹风比对高压动叶前缘气膜冷却效果的影响;给出了前缘、压力面、吸力面冷气射流的流动特征;分析了冷气喷射对高压动叶型面马赫数,型面压力的影响.最后探讨了高压动叶吸力面后部70%轴向弦长处冷气喷射对高压动叶通道内波系结构的影响. 相似文献
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冷气喷射对直叶栅型面压力及气动损失分布影响的实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
提高燃气涡轮比功率,降低比油耗要通过升高涡轮入口温度和压气机压比实现,但必须对涡轮叶片实施诸如气膜冷却等保护措施。Ito和Goldstein[1],Yamamoto[2]等分别研究了冷气喷射对在叶栅气动性能的影响。本文通过实验研究了冷气喷射对叶型型面压力和叶栅流道内气动损失的影响,并得出了一些有意义的结论。1实验装置实验在哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心低速风洞实验台[3]上进行。图1及表1给出了实验用叶片型线(取自一典型涡轮导向器叶型),冷气喷射孔位置及静压孔分布。叶片表面前缘、吸力面后部和压力面后部开了三列孔,每列孔… 相似文献
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《工程热物理学报》2018,(12)
本文采用满秩概率配置(Full Rank Probabilistic Collocation,FRPC)法研究了叶片安装角随机误差(Stochastic Error of Blade Setting Angle, SEBSA)对涡轮叶栅气动性能的影响规律。首先通过测试函数对FRPC法的计算效率及精度进行了验证,然后采用该方法研究了涡轮叶栅中单个叶片、两个相邻叶片及两个相隔叶片存在SEBSA情况下的气动特性.结果表明,静压系数C_p及出口速度对SEBSA敏感,SEBSA对C_p的影响主要表现在叶片的吸力面、尾缘及分离区域等速度梯度大的区域,且对吸力面40%轴向弦长位置的影响最大;随着存在SEBSA的叶片数目的增多及叶片分布的分散,不确定性的影响产生了抵消效应;SEBSA对流场的影响沿负周向方向传播,且其影响范围是负周向二个叶片及正周向一个叶片. 相似文献
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涡轮转速对无导叶对转涡轮流动特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
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. 相似文献
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针对一动叶采用缩放式叶型设计、以无导叶对转涡轮为应用背景的涡轮级,通过数值模拟进行研究发现,在设计换算转速下,该涡轮级效率特性呈现"双峰僧'的特点。随着落压比增大,首先动叶进气攻角由负变为零,效率升高并达到极大值;其后,动叶流道内形成正激波,其自身产生波阻并在吸力面引起边界层分离,效率下降;随后,该激波向下游移至叶片尾缘,尾迹损失明显增加,加上波阻、边界层分离的综合作用,效率达到极小值;然后,该激波演变为尾缘斜激波,自身波阻减小,而且它在吸力面引起的边界层分离消失,流道内总体损失下降,效率又会上升并在设计点附近达到极大值;其后,该激波波前马赫数不断增大,波阻损失随之增加,同时尾迹损失也持续增加,效率又会下降。结果显示,高负荷跨音工况下激波与边界层干扰引起的边界层分离损失以及动叶高出口马赫数时尾缘区域的损失(包括波阻损失和尾迹损失)占总体损失的至少1/2以上,在设计优化过程中应重点关注与之相关的动叶吸力面扩张段和叶片尾缘区域。 相似文献
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