检索结果-南通市图书馆

基于转捩模型的吸附式压气机正弯叶片数值研究

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推进技术 2014年第9期35卷 1188-1193页

作者：陈绍文兰云鹤王春雪周治华王松涛哈尔滨工业大学能源科学与工程学院黑龙江哈尔滨150001 北京动力机械研究所北京100074

采用三维数值方法研究了吸附式压气机扇形叶栅中正弯叶片的流场和气动性能,通过对比分析三种不同的孔式抽吸方案,以探讨附面层抽吸抑制三维流动分离、减小损失的机理。首先通过与前期实验数据的对比,校核了数值计算代码的可靠性,所得到... 详细信息

采用三维数值方法研究了吸附式压气机扇形叶栅中正弯叶片的流场和气动性能,通过对比分析三种不同的孔式抽吸方案,以探讨附面层抽吸抑制三维流动分离、减小损失的机理。首先通过与前期实验数据的对比,校核了数值计算代码的可靠性,所得到的流场特性与实验数据有较好的一致性;其次通过在常规直叶片和正弯叶片中采用孔式附面层抽吸方法,以对比不同叶片积迭形式时附面层抽吸的效果,并探讨了通过改善抽吸设计方案提高抽吸效果的机理。结果表明,采用孔式抽吸可以较好地控制直、弯叶栅内的三维流动分离,抽吸后的吸力面气泡式分离消失,每个抽吸孔下游形成了新的基于抽吸孔特征的分离流动结构;抽吸策略的调整改善了角区的三维流动分离,尾迹旋涡的发展以及强度得到有效抑制。

关键词：航空发动机吸附式压气机转捩模型正弯叶片数值研究

正弯叶片对大折转角压气机叶栅气动性能的影响

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正弯叶片对大折转角压气机叶栅气动性能的影响

作者：王可立哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

推重比15～20或更高推重比发动机关键技术之一是提高压缩系统级负荷或压比,为了使得负荷或压比的增加不会引起压气机级数的增加,就需要研制更高载荷的叶片,加大叶片对气流的折转能力,而这将必然直导致叶栅流道内三维分离的加剧,并引起... 详细信息

推重比15～20或更高推重比发动机关键技术之一是提高压缩系统级负荷或压比,为了使得负荷或压比的增加不会引起压气机级数的增加,就需要研制更高载荷的叶片,加大叶片对气流的折转能力,而这将必然直导致叶栅流道内三维分离的加剧,并引起二次流损失增加。因此,研究大折转角压气机叶栅中的流动状况和损失分布情况,探索改善栅内流动、降低叶栅损失的方法及其机理是非常必要的。本文实验在哈尔滨工业大学推进理论与技术研究所低速扇形叶栅风洞上进行,在四种不同正、负冲角条件下,采用五孔L型五孔探针及U型水排对60°叶型折转角下不同弯曲角度的叶栅进行了详细的测量,并对壁面做了墨迹流动显示分析。实验包括有直叶栅(STR)和15°(PB15)、20°(PB20)、25°(PB25)三正弯叶栅等4套叶栅,在四种冲角条件下共计16种方案。为了得到零冲角下叶栅内的流动情况,文中利用数值模拟方法对流道内的气动参数进行了分析。实验和计算的结果表明,具有大折转角压气机叶片的扇形叶栅中,流动具有很强的三维性。在直叶栅流道内,损失主要集中分布于两端壁附近与端壁/吸力面角区,角区内存在较为明显的回流。与直叶片相比,正弯叶栅的端壁损失显著减小,而中径附近损失有不同程度的增加。正弯叶片根部负荷减小而中部负荷增加,沿流向逆压梯度在根部较短而在中部较长,这使得正弯叶栅端壁/吸力面角区的回流和分离范围明显减小。所有的叶栅中,叶片吸力面都形成了沿叶展两端压力高中间压力低的“C”型静压分布,但正弯叶片更为明显。在零冲角下采用正弯15°叶片的叶栅损失最低,而25°正弯叶栅的损失要大于直叶栅。不同冲角下的实验结果表明大折转角的压气机变工况性能不好,最小损失对应的冲角减小。正弯叶栅在正冲角下的吸力面叶展中部分离严重,中部的损失激增,因而导致所有的正弯叶栅总损失明显的高于直叶栅。总的来说,25°大弯角正弯叶栅的变工况性能在四种叶栅中是最不理想的,而15°的表现出相对较好的变工况性能。

关键词：压气机叶栅大折转角正弯叶片总压损失变工况性能

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采用正弯叶片的高负荷扩压叶栅实验研究

科技创新导报 2008年第30期5卷 83-83页

作者：卞兆喜哈尔滨哈电电气公司哈尔滨150040

通过实验对某高负荷扩压叶栅流场气动参数进行了详细的测量,分析了流道内及出口横截面的马赫数分布及流场结构,探讨了叶片弯曲对高负荷扩压叶栅内流动的影响。

关键词：流动分离旋涡结构正弯叶片

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跨音速正弯均匀加载叶片数值与试验研究

热能动力工程 2016年第3期31卷 56-62,139页

作者：康磊徐巍张燕周瑞军中国船舶重工集团公司第七O三研究所黑龙江哈尔滨150078 哈尔滨广瀚新能动力有限公司黑龙江哈尔滨150078

在相同边界条件下对均匀加载、正弯均匀加载、后加载、正弯后加载4种类型静叶片进行数值分析,并对正弯均匀加载叶片的环形叶栅试验件在出口马赫数为0.97的风洞台上做吹风试验。研究表明:正弯叶片有效控制了端部的二次流并使损失在径向... 详细信息

在相同边界条件下对均匀加载、正弯均匀加载、后加载、正弯后加载4种类型静叶片进行数值分析,并对正弯均匀加载叶片的环形叶栅试验件在出口马赫数为0.97的风洞台上做吹风试验。研究表明:正弯叶片有效控制了端部的二次流并使损失在径向均匀化,马赫数等值线与流道中心线正交;同样的边界条件下,无论均匀加载还是后加载叶片,有效的正弯均能使总压恢复系数提高1%以上。

关键词：正弯叶片后加载均匀加载风洞试验

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叶片正弯对间隙流动的影响

工程热物理学报 1997年第4期18卷 429-434页

作者：韩万今黄洪雁侯建东王仲奇哈尔滨工业大学哈尔滨150001

详细测量了常规直叶片与正弯叶片栅间隙内与上、下游流场，比较两套叶栅的实验结果发现：叶片正弯减小了叶顶后3／5轴向弦长范围内的横向压力梯度，并消除了上通道涡，因而大大削弱了泄漏流与瑞壁横流之间的相互干扰，相对漏气量与叶栅... 详细信息

详细测量了常规直叶片与正弯叶片栅间隙内与上、下游流场，比较两套叶栅的实验结果发现：叶片正弯减小了叶顶后3／5轴向弦长范围内的横向压力梯度，并消除了上通道涡，因而大大削弱了泄漏流与瑞壁横流之间的相互干扰，相对漏气量与叶栅流动损失都显著降低．

关键词：涡轮叶栅正弯叶片叶顶间隙叶栅间隙流动

弯曲叶片造型对涡轮叶栅作用力影响的非定常数值研究

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推进技术 2013年第6期34卷 760-767页

作者：杨彤王松涛姜斌哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心黑龙江哈尔滨150001 哈尔滨工程大学动力与能源工程学院黑龙江哈尔滨150001

为了研究弯曲叶片对涡轮叶片非定常气动力的控制作用,采用非定常数值模拟方法对高压涡轮两级的内部流场进行了计算,研究了第一级静叶采用正弯叶片时,汽轮机涡轮叶片非定常气动力和非定常压力场的变化。结果表明,采用弯曲静叶的设计方法... 详细信息

为了研究弯曲叶片对涡轮叶片非定常气动力的控制作用,采用非定常数值模拟方法对高压涡轮两级的内部流场进行了计算,研究了第一级静叶采用正弯叶片时,汽轮机涡轮叶片非定常气动力和非定常压力场的变化。结果表明,采用弯曲静叶的设计方法,通过改变静叶出口处径向压力梯度和涡量分布,能够有效抑制动静叶片表面气动力的非定常脉动作用。但弯叶片给非定常压力场带来的改善是局部的,其对叶片中间截面改善最为显著。从整体上来看,正弯曲的静叶设计对于减小非定常流场中的压力脉动是有益的。

关键词：高压涡轮正弯叶片非定常性型面压力叶片力

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叶片弯曲对跨音速涡轮叶栅流场的影响

热能动力工程 2000年第3期15卷 239-242页

作者：王松涛吴猛冯国泰王仲奇哈尔滨工业大学热力发动机教研室黑龙江哈尔滨150001

对均匀加载叶型所构成的直叶栅及不同弯角所构成的弯叶栅流场进行了数值模拟。研究了弯叶片作用下型面压力分布、马赫数等值线及叶片表面压力分布的改变 ,同时考察了叶片弯曲对马蹄涡及通道涡生成位置的影响。叶片正弯后有助于减少端壁... 详细信息

对均匀加载叶型所构成的直叶栅及不同弯角所构成的弯叶栅流场进行了数值模拟。研究了弯叶片作用下型面压力分布、马赫数等值线及叶片表面压力分布的改变 ,同时考察了叶片弯曲对马蹄涡及通道涡生成位置的影响。叶片正弯后有助于减少端壁处的横向压力梯度 ,削弱端壁二次流动 ;另外叶片正弯后会使马蹄涡起始分离点位置向流道中间偏移 ,促使通道涡提早发生。本文所选用的差分格式为具有TVD性质的三阶精度的Godunov格式 ,湍流模型为修正后的B

关键词：正弯叶片流场数值模拟跨音速涡轮叶栅

不同冲角下有叶顶间隙的涡轮叶栅拓扑与旋涡结构

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实验流体力学 2012年第3期26卷 32-37,110页

作者：颜培刚王祥锋韩万金哈尔滨工业大学能源科学与工程学院哈尔滨150001

对具有叶顶间隙的直叶栅和正、反弯三套涡轮叶栅进行了实验测量,研究在较大间隙(0.036)下,气流冲角和叶片弯曲对叶顶泄漏流动的影响。根据壁面流动的墨迹显示,应用拓扑学原理,分析了叶片表面和上、下端壁的拓扑结构,指出当气流冲角由0... 详细信息

对具有叶顶间隙的直叶栅和正、反弯三套涡轮叶栅进行了实验测量,研究在较大间隙(0.036)下,气流冲角和叶片弯曲对叶顶泄漏流动的影响。根据壁面流动的墨迹显示,应用拓扑学原理,分析了叶片表面和上、下端壁的拓扑结构,指出当气流冲角由0°增至20°时,与零冲角下的同类叶栅相比较,鞍点的位置均移向上游,分离区的范围在沿流向和垂直流向的方向上扩大,上、下通道涡分离线向叶展中部爬升。在冲角为零以及20°的情况下,叶片正弯均消除了上通道涡,这一方面减少了壁面流场中奇点和分离线的数量,较大地降低了上通道涡与泄漏涡的相互作用损失,另一方面强化了端壁横流对泄漏流动的封堵作用,有利于降低相对漏气量。

关键词：涡轮叶栅叶顶间隙拓扑法则流动显示正弯叶片

涡轮低压导向器优化前后气动性能对比实验研究

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航空动力学报 2004年第1期19卷 101-107页

作者：安柏涛韩万今王松涛王仲奇中国科学院工程热物理研究所北京100080 哈尔滨工业大学能源科学与工程学院黑龙江哈尔滨150001

采用实验方法对某型弹用涡扇发动机涡轮低压导向器原型和改型进行了详细的低速风洞实验。改型在原型基础上增加了多种优化措施。针对低压导向器进口前的中间机匣过渡段具有较大子午扩张角的结构特点,改型采用了等速度梯度过渡曲线来改... 详细信息

采用实验方法对某型弹用涡扇发动机涡轮低压导向器原型和改型进行了详细的低速风洞实验。改型在原型基础上增加了多种优化措施。针对低压导向器进口前的中间机匣过渡段具有较大子午扩张角的结构特点,改型采用了等速度梯度过渡曲线来改善机匣段的扩压流动。为了减少导向器叶栅内能量损失的增长,改型采用了正弯叶片、后部加载叶型以及其它综合措施。实验结果表明,改型低压导向器的气动性能显著提高,出口总压损失比原型相对减少14.7%,出口气流角沿叶高分布较原型均匀。几种减少损失的方法得到了合理的匹配。

关键词：涡轮低压导向器气动性能实验研究端壁型线导弹涡轮风扇发动机正弯叶片后部加载优化