采用数值模拟方法研究了涡轮尾缘弯折角对宽攻角叶型气动性能的影响,对比研究了尾缘弯折角和攻角变化对涡轮叶型载荷、出口气流角和损失系数的影响。计算结果表明:当攻角小于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而减小;当攻角大于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而增大。当尾缘弯折角一定时,涡轮叶栅损失系数先减小后增大,攻角为-23.35°处损失系数最小。随着攻角增加,出口气流角减小,叶片载荷后移。在全攻角范围内,尾缘弯折角增大,涡轮叶栅出口气流角增大,叶片载荷后移。

应用拓扑学原理分析了叶顶相对间隙为0.036的涡轮直叶栅与正、反弯叶栅的壁面流谱,发现正弯叶片栅与直叶片、反弯叶片栅吸力面上半叶展的拓扑结构明显不同,探讨了差别形成的机理及其对相对漏气量与总流动损失的影响.

为了探究不同出口马赫数、进口攻角对涡轮叶栅气动性能的影响,本文在进口气流偏离轴向23°的条件下,试验出口马赫数分别为0.7、0.8、0.9,并在出口马赫数为0.8的条件下,攻角分别为0、±7.5°与±15°,对某型涡轮扇形静叶栅进行了吹风试验。试验结果表明:随着出口马赫数的增加,叶片载荷增大,出口总压损失增加,出口气流角减小;随着进口气流攻角从负到正的变化,叶片前缘压力载荷增加,出口气流角增加,总压损失先减小再增大,且攻角为0时,总压损失最小。

翼型冠是控制涡轮叶片叶顶泄漏流动的一种叶顶结构。在翼型冠涡轮叶栅气动性能的数值模拟中,为降低计算成本,本文采用了一种基于源项的CFD技术。该方法无需构建翼型冠真实几何结构和生成贴体网格,只需在叶顶附近构建源项域并采用均匀网格进行离散,随后在网格点上定义材料多孔度,并在控制方程中引入与多孔度有关的源项函数。采用基于源项的数值模拟方法,首先计算了某一翼型冠涡轮平面叶栅的气动流场,并分析均匀网格尺寸和湍流模型方程源项对计算结果的影响。然后,在翼型冠源项基础上,分别增加了密封齿和叶顶喷气源项,以研究源项法在有密封齿和有叶顶喷气翼型冠叶栅性能计算中的准确性。通过与基于贴体网格(即真实结构)的数值模拟结果相对比,发现源项法计算能够较准确地评估翼型冠、密封齿和叶顶喷气对涡轮叶栅气动性能的影响。...

在人口马赫数Ｍ１＝０．４，雷诺数Ｒｅｂ＝７×１０＾５来流条件下的激波风洞中，用激光差分干涉仪获得了跨声速涡轮平面叶栅流场干涉图，利用叶栅流场的周期性条件，给出相应的密度场定量结果。并与用Ｓ１流面流函数矩阵解的计算结果做了比较，规律基本一致。

在高性能航空与民用燃汽轮机设计过程中,涡轮叶栅内部叶片表面边界层由层流向湍流的转捩始终得到设计者的关注,原因就在于叶片表面边界层流态与叶型损失密切相关.笔者在特定的低速来流条件下,采用多种剪敏液晶显示材料,深入研究了叶栅风洞中叶片表面边界层流态剪敏液晶显示技术,对美国联合技术公司(UTC)提供的涡轮叶栅进行了大量吹风实验,从实验拍摄的图像分析,证实了该项技术能够在一定范围内较为准确地探测叶片表面边界层转捩的发生.为从机理上更深刻地认识叶片表面粘性边界层转捩机制,笔者对来流马赫数和冲角对转捩过程的影响进行了分析.

对三种高环流系数叶片叶型和五种相对节距的涡轮叶栅进行内流场试验研究,在研究中采用粒子成像测试技术(PIV),获得叶栅内S1m流面的全流场流动信息,并采用拓扑图论原理经计算机进行图像处理,获得S1m流面的速度矢量场和旋度场.对所获得的叶栅内流场分析表明,随着涡轮环流系数的增加,液体流经叶栅的能量损失增大;随着叶栅相对节距的增大,叶栅内脱流区增大、漩涡区的旋度值随之增大.该研究结果将给涡轮叶型的设计提供有价值的参考.