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Optimum Tilt Angle of Flow Guide in Steam Turbine Exhaust Hood Considering the Effect of Last Stage Flow Field

Chinese Journal of Mechanical Engineering 2017年第4期30卷 866-875页

作者： Lihua CAO aqiang lin Yong LI Bin XIAO School of Energy and Power Engineering Northeast Dianli UniversityJilin 132012China

Abstract Heat transfer and vacuum in condenser are influenced by the aerodynamic performance of steam tur- bine exhaust hood. The current research on exhaust hood is mainly focused on analyzing flow loss and optimal design of its structure without consideration of the wet steam condensing flow and the exhaust hood coupled with the front and rear parts. To better understand the aerodynamic performance influenced by the tilt angle of flow guide inside a diffuser, taking a 600 MW steam turbine as an example, a numerical simulator CFX is adopted to solve compressible three-dimensional （3D） Reynolds time-aver- aged N-S equations and standard k-e turbulence model. And the exhaust hood flow field influenced by different tilt angles of flow guide is investigated with consideration of the wet steam condensing flow and the exhaust hood coupled with the last stage blades and the condenser throat. The result shows that the total pressure loss coefficient and the static pressure recovery coefficient of exhaust hood change regularly and monotonously with the gradual increase of tilt angle of flow guide. When the tilt angle of flow guide is within the range of 30~ to 40~, the static pressure recovery coefficient is in the range of 15.27% to 17.03% and the total pressure loss coefficient drops to approximately 51%, the aerodynamic performance of exhaust hood is significantly improved. And the effectiveenthalpy drop in steam turbine increases by 0.228% to 0.274%. It is feasible to obtain a reasonable title angle of flow guide by the method of coupling the last stage and the condenser throat to exhaust hood in combination of the wet steam model, which provides a practical guidance to flow guide transformation and optimal design in exhaust hood.

关键词： Steam turbine Exhaust hood Last stageblades Tilt angle of flow guide Aerodynamicperformance

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Comprehensive evaluations of heat transfer performance with conjugate heat dissipation effect in high-speed rotating free-disk modeling of aero-engines

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Fundamental Research 2024年第3期4卷 611-623页

作者： aqiang lin Gaowen Liu Ran Chang Yan Chen Qing Feng School of Power and Energy Northwestern Polytechnical UniversityXi'an 710129China Shaanxi Key Laboratory of Thermal Science in Aero-engine System Northwestern Polytechnical UniversityXi'an 710072China Research&Development Institute of Northwester

Thermal boundary conditions of the turbine disk cavity system are of great importance in the design of secondary air systems in *** study aims to investigate the complex heat transfer mechanisms of a rotating turbine disk under high-speed conditions.A high-speed rotating free-disk model with Dorfman empirical solutions is developed to evaluate the heat transfer performance considering various ***,the influence of compressibility,variable properties,and heat dissipation is determined using theoretical and numerical *** particular,a novel combined solution method is proposed to simplify the complex heat transfer *** results indicate that the heat transfer performance of a free disk is primarily influenced by the rotating Mach number,rotating Reynolds number,Rossby number,and wall temperature *** heat transfer temperature and Nusselt number of the free disk are strongly correlated with the rotating Mach number and rotating Reynolds *** reveals that heat dissipation is a critical factor affecting the accurate evaluation of the heat transfer performance of the turbine ***,the combined solution method can serve as a reference for future investigations of flow and heat transfer in high-speed rotating turbine disk cavity systems in aero-engines.

关键词： Aero-engine Rotating turbine disk Dimensional analysis Compressibility Heat dissipation Dorfman empirical solution

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射流冷却对航空发动机压气机的特性分析

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哈尔滨工程大学学报 2019年第9期40卷 1608-1615页

作者：林阿强郑群张海姜玉廷哈尔滨工程大学动力与能源工程学院

针对高马赫数下航空发动机高温进气问题,本文建立了高空环境下预冷段-压气机内气雾蒸发冷却的数学模型。基于欧拉-拉格朗日多相流数值方法分析了不同喷雾条件和高空环境时压气机特性变化。结果表明:在高空高马赫数环境下,喷水冷却可以... 详细信息

针对高马赫数下航空发动机高温进气问题,本文建立了高空环境下预冷段-压气机内气雾蒸发冷却的数学模型。基于欧拉-拉格朗日多相流数值方法分析了不同喷雾条件和高空环境时压气机特性变化。结果表明:在高空高马赫数环境下,喷水冷却可以增加进气流量、抑制温升、增大总压比;在一定范围内较大的喷水量和较小的液滴尺寸,有利于降低总温比、提高总压比,同时有利于降低压气机压缩耗功及增加效率。因此,航空发动机压气机前增设进气预冷段进行射流冷却,可以有效改善压气机的工作特性。

关键词：高马赫数航空发动机压气机特性预冷段蒸发冷却高温进气

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基于二次回归正交试验的排汽缸导流环优化设计

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机械工程学报 2016年第14期52卷 157-164页

作者：曹丽华林阿强张岩林文斌李勇东北电力大学能源与动力工程学院吉林132012 华能九台电厂长春130501 福建中试所电力调整试验有限责任公司福州350007

针对某600 MW机组排汽缸导流环形状对汽轮机排汽气动性能的影响,基于二次回归正交试验方法,安排不同形状导流环时排汽通道气动性能的数值计算,通过显著不失拟的回归方程确定目标函数最优解,对低压排汽缸导流环型线参数进行优化设计。结... 详细信息

针对某600 MW机组排汽缸导流环形状对汽轮机排汽气动性能的影响,基于二次回归正交试验方法,安排不同形状导流环时排汽通道气动性能的数值计算,通过显著不失拟的回归方程确定目标函数最优解,对低压排汽缸导流环型线参数进行优化设计。结果表明:导流环型线参数与排汽缸静压恢复系数呈明显的非线性关系。导流环轴向通流空间和型线曲率对排汽缸静压恢复作用呈现相反的变化趋势,当同时满足通流空间大于320 m^3及曲率小于0.6时,静压恢复能力趋于正交试验范围内的最佳值。优化后排汽缸的气动性能得到明显改善,出口流场均匀性得到很大的提高。排汽缸总压损失系数降低了6.85%,静压恢复系数增加了11.35%,排汽通道均匀性系数增大了6.79%。研究结果可为排汽缸导流环优化设计提供一定的参考。

关键词：汽轮机排汽缸导流环二次回归正交试验静压恢复系数

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叶型接受孔耦合叶轮结构优化对涡轮预旋供气系统性能改进研究

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中国电机工程学报 2023年第15期43卷 5943-5954页

作者：白杨赵义祯张林薛永建林阿强刘高文西北工业大学动力与能源学院陕西省西安市710129 中国航发沈阳发动机研究所辽宁省沈阳市110015

预旋供气系统为燃气涡轮转子叶片提供高品质冷气。为改进预旋供气系统温降性能,基于预旋供气系统数学模型的理论推导,揭示出原模型温降性能不显著的影响机制和解决方法,提出一种动叶前缘式进口的叶型接受孔的优化模型,并评估优化前后预... 详细信息

预旋供气系统为燃气涡轮转子叶片提供高品质冷气。为改进预旋供气系统温降性能,基于预旋供气系统数学模型的理论推导,揭示出原模型温降性能不显著的影响机制和解决方法,提出一种动叶前缘式进口的叶型接受孔的优化模型,并评估优化前后预旋供气系统的热力学和气动特性。结果表明,预旋腔内转静部件匹配问题是影响系统性能的一个重要限制因素,动叶前缘式接受孔能够解决转静难以匹配的问题。在满足供气流量和供气压力的条件下,采用动叶前缘式接受孔的优化模型预旋腔压力由原模型的640.2kPa降至533.0kPa,降低了16.7%。系统温变由温升转为温降,温降效率由-30%增加至55%,温降变化范围达13.56K。比功耗由6720 J/kg降至3979J/kg,下降了40.8%。

关键词：涡轮空气系统预旋供气系统温降比功耗旋转比叶型接受孔

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涡轮与冲压组合动力高温进气预冷特性

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航空动力学报 2021年第5期36卷 987-996页

作者：林阿强郑群夏全忠张海刘高文西北工业大学动力与能源学院西安710129 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室西安710072 哈尔滨工程大学动力与能源工程学院哈尔滨150001 中国航空发动机集团有限公司四川燃气涡轮研究院高空模拟技术重点实验室四川绵阳621700

针对涡轮基冲压组合循环发动机中高温进气影响涡轮发动机性能的问题,开展实际某高空模拟试验进气预冷段的数值分析。基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程,探索射流冷却对不同高空高马赫数进气条件时预冷段内温度和压... 详细信息

针对涡轮基冲压组合循环发动机中高温进气影响涡轮发动机性能的问题,开展实际某高空模拟试验进气预冷段的数值分析。基于欧拉-拉格朗日多相流方法解析气液两相热质传输过程,探索射流冷却对不同高空高马赫数进气条件时预冷段内温度和压力的沿程变化规律。结果表明,射流冷却对流场具有明显地温降效果。带有射流装置的预冷段内流动损失是以由黏性耗散所引起的耗散熵产为主,而由气-液传热温差所引起流场温度梯度变化的加热熵产并不显著。对比高空模拟试验进气工况在射流量4%~7%的冷却效果发现,预冷段内气流温降程度为32.30~90.08 K,冷却前后总压降系数范围由1.42%~1.86%降低到0.95%~1.46%。因此,射流冷却技术在一定程度上改善涡轮发动机在高空高马赫数工作时进气流场特性。

关键词：涡轮基冲压组合循环预冷段高温进气射流冷却蒸发传热流场特性

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燃气涡轮发动机预旋系统压比和熵增的作用机制与理论分析

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航空学报 2022年第9期43卷 291-306页

作者：林阿强刘高文吴衡畅然冯青西北工业大学动力与能源学院西安710129 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室西安710072 新奥能源动力科技(上海)有限公司上海200241

预旋供气系统作为涡轮转子高温热防护的重要保障,具有复杂转静部件的功热转换问题。重点开展理论分析,详细揭示了预旋供气系统压比、熵增和温降特性的关联机制和演化规律,提出压比效率的数学模型,并综合评估转动部件叶轮效应的影响机制... 详细信息

预旋供气系统作为涡轮转子高温热防护的重要保障,具有复杂转静部件的功热转换问题。重点开展理论分析,详细揭示了预旋供气系统压比、熵增和温降特性的关联机制和演化规律,提出压比效率的数学模型,并综合评估转动部件叶轮效应的影响机制。通过公式推导和理论分析表明,在绝热定比热条件下,静子系压比和熵增均随供气流量增加而单调递减。转子系压比-熵增特性取决于供气流量、转盘转速和系统温降的影响。将复杂系统温降的关联式分解为速度系数和转子马赫数的强关联函数,明确指出系统压比随供气流量增加而减小,并随转盘转速增加基本呈现增大趋势。当预旋喷嘴旋转比大于预旋半径比的倒数时,随着转盘转速增大,系统压比反而减小。在来流工况和预旋半径比不变时,预旋供气系统内降低熵增损失是提高系统压比的重要途径。通过系统地评估转动部件叶轮效应发现,在不改变转子马赫数且保证系统压比不变的条件下,叶轮效应可以提高喷嘴出口速度系数,增大系统温降,并降低系统功耗。因此,压比和熵增特性的关联机制可以有效评估预旋供气系统性能设计的优劣。

关键词：涡轮盘腔预旋供气系统压比效率熵增叶轮效应预旋半径比

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燃气涡轮发动机预旋系统温降和功耗的作用机制与理论分析

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中国电机工程学报 2022年第11期42卷 4090-4101页

作者：林阿强赵义祯王俊凇吴衡刘高文西北工业大学动力与能源学院陕西省西安市710129 中国航发沈阳发动机研究所辽宁省沈阳市110015 新奥能源动力科技(上海)有限公司上海市浦东新区201306

涡轮预旋供气系统内转-静盘腔和转-转盘腔的功热转换性能直接影响涡轮旋转动叶的高温热防护。文中重点开展理论分析,揭示预旋供气系统温降和功耗二者性能指标的关联机制。理论推导结果发现,系统无量纲温降和无量纲功耗特性与旋流恢复系... 详细信息

涡轮预旋供气系统内转-静盘腔和转-转盘腔的功热转换性能直接影响涡轮旋转动叶的高温热防护。文中重点开展理论分析,揭示预旋供气系统温降和功耗二者性能指标的关联机制。理论推导结果发现,系统无量纲温降和无量纲功耗特性与旋流恢复系数、预旋半径比、预旋喷嘴出口速度系数及转子马赫数变量的函数关系呈现强关联。基于能量守恒定律,系统无量纲功耗随无量纲温降增大而线性减小;当系统温降越高时,则系统功耗越低。绝热条件下,随着预旋喷嘴出口速度系数增大、转子马赫数减小,系统无量纲温降和无量纲功耗分别呈现增大和减小的趋势。因此,温降和功耗的关联机制可以有效评估预旋供气系统性能设计的优劣。

关键词：涡轮盘腔预旋供气系统功热转换温降功耗旋转比旋流恢复系数

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内封严流对预旋供气系统性能影响的实验研究

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航空学报 2024年第20期45卷 278-289页

作者：张越刘高文李鹏飞张晓泽林阿强西北工业大学动力与能源学院西安710129 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室西安710072 中航工程集成设备有限公司北京102206 航空工业金城南京机电液压工程研究中心南京211106

预旋供气系统在航空燃气涡轮发动机中承担着为涡轮转子叶片提供冷气的作用。为获得内封严流对预旋供气系统的影响规律,搭建了高压比高转速的预旋供气系统实验平台。通过测量系统各关键截面的压力、温度等参数,分析了内封严进气和出气流... 详细信息

预旋供气系统在航空燃气涡轮发动机中承担着为涡轮转子叶片提供冷气的作用。为获得内封严流对预旋供气系统的影响规律,搭建了高压比高转速的预旋供气系统实验平台。通过测量系统各关键截面的压力、温度等参数,分析了内封严进气和出气流量对预旋供气系统的压力、温度分布及系统功耗、温降效率的影响规律,并针对内封严进气对预旋供气系统可能产生的不利影响,提出了一种用于将内封严流引出的旁通结构。结果表明,内封严出气对预旋供气系统影响较小,在实验工况下,系统温降效率最大变化不超过1.9%;内封严进气会对预旋供气系统产生显著负面影响,在压比为1.6的工况下,内封严进气流量增大时温降效率最大降低了20.4%;内封严旁通结构可以有效阻止内封严流在预旋腔内与主流的掺混,并可降低预旋腔内的压力和温度,在压比1.6、内封严占比15%的工况下,气流做功量提高了37.8%,系统温降效率提高了28.2%。

关键词：航空发动机预旋供气系统内封严流旁通结构实验测量

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涡轮发动机预旋供气系统温降和压比特性

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哈尔滨工程大学学报 2022年第8期43卷 1139-1146页

作者：柴军生屠杰马佳乐林阿强刘高文中国航空发动机集团有限公司沈阳发动机研究所辽宁沈阳110015 中国人民解放军第五七一九工厂四川成都611936 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710129 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室陕西西安710072

为研究涡轮发动机预旋供气系统内复杂流动换热问题,本文采用模化方法,基于保证相同流动马赫数和转子马赫数的相似准则,确定发动机原型和实验模型具有高度相似性,开展了高转速预旋供气系统的实验研究。在满足供气流量和供气压力条件下,... 详细信息

为研究涡轮发动机预旋供气系统内复杂流动换热问题,本文采用模化方法,基于保证相同流动马赫数和转子马赫数的相似准则,确定发动机原型和实验模型具有高度相似性,开展了高转速预旋供气系统的实验研究。在满足供气流量和供气压力条件下,揭示流动马赫数和转子马赫数对系统温降和压力特性的变化规律。结果表明:在涡轮盘转速4800~9207 r/min和流量比0.45~0.72的实验工况范围内,系统压比和温比随流量比的增加而增加;预旋喷嘴流量系数增加,系统温降增加。实验条件下,系统温降最高达到23 K。随着转子马赫数的增加,系统压比和温降基本不变,预旋喷嘴流量系数不变,系统温降先增大后减小。系统温降主要由喷嘴温降决定,在不改变转子结构的前提下,优化预旋喷嘴可有效提高系统温降。

关键词：预旋供气系统高转速实验相似准则转子马赫数流量比温降压比预旋喷嘴

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