针对垂直轴风力机运行时叶片攻角随相位角呈周期性变化所导致的强非稳定和非定常流动进而引发的气动效率问题,提出在叶片尾缘布置动态格尼襟翼的流动控制方法。以三叶片直线翼垂直轴风力机为研究对象,采用基于SST k-ω湍流模型的数值模拟方法,研究了格尼襟翼不同运动方式及伸出高度对垂直轴风力机气动性能的影响。结果表明在叶片尾缘布置动态格尼襟翼可有效提高风能利用系数,当动态格尼襟翼始终保持在压力面时,整机最大风能利用率可提高27.9%,同时最佳尖速比降低,风力机运行稳定性提高;在低尖速比下,格尼襟翼能增大单叶片切向力,提高整机在低风速下的启动力矩;当格尼襟翼高度超出一定范围时,随尖速比增大,整机风能利用率提高效果逐渐减弱,同时叶片疲劳载荷增大。

蜂窝密封是抑制透平机械流体泄漏、提高系统稳定性的重要部件。建立蜂窝密封非定常数值计算模型,研究不同进口流体预旋比和孔序对密封动力特性的影响,并分析蜂窝密封内部流动特性。研究表明不同预旋比和孔序对蜂窝密封直接刚度系数和直接阻尼系数影响较小,但正预旋比和交错孔结构会导致蜂窝密封平均交叉刚度系数增大、有效阻尼系数降低,负预旋比将降低蜂窝密封平均交叉刚度系数、提高有效阻尼系数。预旋可有效改善蜂窝密封孔内周向压力分布的均匀程度,然而交错孔结构易增加孔内周向压力不均匀程度。进口流体正预旋和交错孔结构使转子表面负的气流力绝对值减小,增大转子涡动速度和位移,降低系统稳定性。而负预旋可有效增大负的气流力的绝对值,进而提高系统稳定性。进口流体预旋对蜂窝密封泄漏量影响较小,而交错孔蜂窝密封...

为研究超临界二氧化碳(Supercritical Carbon Dioxide,SCO2)扇贝阻尼密封在不同工况下动力稳定性,建立SCO2扇贝阻尼密封数值计算模型,分析进口压力、温度及转速对SCO2扇贝阻尼密封动力特性及泄漏特性的影响。结果表明直接复合刚度随涡动频率增加由正变负;交叉复合刚度随进口温度、压力增加而减小,随转速增加而增大;SCO2扇贝阻尼密封的有效阻尼随进口温度、转速增加而减小,随进口压力增加而增大,进口压力为8.1 MPa时有效阻尼约为7.7 MPa时的1.7~2.9倍;扇贝阻尼密封直接复合刚度、有效阻尼整体上大于迷宫密封,稳定性高于迷宫密封,但泄漏量略高于迷宫密封。

密封是透平机械减小泄漏的关键部件,其气流激振特性对转子系统稳定性具有重要影响。该研究基于计算流体力学与多频涡动密封动力特性系数识别方法研究逆滞流迷宫密封气流激振特性,计算分析逆滞流喷嘴结构参数及位置对迷宫密封动静特性的影响,揭示其抗气流激振机理。结果表明:逆滞流喷嘴能有效抑制周向流动,改善密封腔压力分布,提高系统稳定性;与传统迷宫密封相比,逆滞流迷宫密封具有更小交叉刚度k、更大直接阻尼C与有效阻尼C eff,特别在低涡动频率下,效果更显著;相同结构参数逆滞流喷嘴的径向位置存在最佳值,当型心高度h c=1.65 mm(径向中心)时密封有效阻尼C eff最大;增大喷嘴进口高度h in、减小进出口高度比例h out/h in均有利于提高系统稳定性;喷嘴进口高度h in=1.00 mm、进出口比例h out/h in=0.25、型心高度h c=1.65 mm为计算工况下最优结构,但泄漏...

为探明扇贝阻尼密封在不同阻塞状态下的静态稳定性,应用计算流体力学方法研究阻塞、非阻塞工况对扇贝阻尼密封静态刚度与气流力的影响规律。研究表明阻塞工况下,不同错开角及中高长径比下密封气流力、静态刚度均随偏心率增加而降低,低长径比密封气流力在高偏心下较大;非阻塞工况下,不同错开角、长径比的密封气流力随偏心率增加而增大,高偏心率下静态刚度较小,非阻塞工况密封静态稳定性高于阻塞工况;由于进出口压差存在,使得扇贝阻尼密封马赫数在进出口两端增长较大,非阻塞状态进出口段马赫数变化幅度小于阻塞状态。

建立并列式扇贝阻尼密封三维数值分析模型,采用计算流体力学(CFD)方法,并基于动网格技术及多频椭圆涡动轨迹的密封动力特性求解方法研究进口压力、预旋比及转速对并列式扇贝阻尼密封动静特性的影响。结果表明并列式扇贝阻尼密封的直接刚度随进口压力的减小、转速的增加而升高;在不同预旋比下,直接刚度均为负,不利于密封系统静态稳定。并列式扇贝阻尼密封有效阻尼随进口压力的增加、预旋比及转速的减小而增大,使密封系统更稳定;进口压力对有效阻尼影响较显著,进口压力pin=0.505 MPa时的有效阻尼相较于pin=0.303 MPa工况下最高提升了约83%。并列式扇贝阻尼密封的泄漏量随进口压力的减小而显著降低,预旋会降低密封泄漏量,转速对密封泄漏量影响较低。

搭建并优化了密封动力特性系数实验识别装置,应用阻抗法对梳齿密封动力特性系数开展实验识别,研究转速、进口压力和涡动频率对密封动力特性系数的影响。应用基于微元理论的密封动力特性系数识别方法对密封动力学特性进行了数值计算分析,与实验结果进行对比分析。结果表明实验识别梳齿密封动力特性系数整体上略高于数值计算结果,但趋势上吻合良好,特别是表征系统稳定性的密封有效阻尼系数,数值与实验具有良好的一致性。梳齿密封动力特性系数在转子低频(<;100 Hz)涡动时存在一定的频率依赖性,高频(>100 Hz)时阻尼系数的频率依赖性较弱。实验和数值模拟均表明,相较于转速,压比的变化对密封有效阻尼系数的影响更大。

在建立倾斜齿迷宫密封三维数值模型的基础上,应用密封动力特性识别模型和数值计算方法,研究了倾斜齿迷宫密封动力特性和减振机理。结果表明相比于直齿迷宫密封(Straightteeth labyrinth seal, STLBS),前倾齿迷宫密封(Forward inclined-tooth labyrinth seal, FILBS)泄漏量明显偏低,而后倾齿迷宫密封(Backward inclined-tooth labyrinth seal, BILBS)泄漏量明显偏高;3种迷宫密封动力特性系数关系为FILBS>STLBS>BILBS,且BILBS动力特性系数对后倾角变化更敏感。随前倾角增大,存在最佳倾角范围(45°~60°)使得密封有效刚度几乎保持不变,有效阻尼最高;与STLBS相比,FILBS可增大转子表面负的切向力绝对值,使密封动力稳定性提升,而BILBS易导致密封稳定性下降。

设计搭建密封动力特性实验识别装置,基于阻抗法对交错式迷宫密封动力特性系数开展实验识别,并与数值计算结果进行对比。结果表明数值计算的结果整体上略小于实验识别的交错式密封动力特性系数,但随涡动频率变化趋势上具有良好吻合性,应用阻抗法可有效识别密封动力特性。实验与数值计算所得交错式迷宫密封直接刚度系数恒为负值,存在静态不稳定问题;有效阻尼在低频时为负值,其绝对值同进口压力及转速正相关,中高频激励时转为正值,随涡动频率变化较为稳定。

以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟的方法,对比研究了襟翼相对长度和翼缝相对宽度对翼型流场结构及升、阻力特性的影响;文章分别选取了襟翼相对长度分别为0.2、0.3和0.4和翼缝相对为1.0%,分析襟翼相对长度对翼型气动性能的影响。数值结果表明：由于襟翼对翼型周围主涡发展和变化的影响,不仅改善了翼型的失速特性,同时也提高了翼型的气动性能。襟翼翼型的失速攻角在此次研究范围内均大于基准翼型,在攻角小于失速攻角时,襟翼翼型的升力系数均小于基准翼型,阻力系数均高于基准翼型,但升力系数的最大值均高于基准翼型;随着襟翼相对长度增大,翼型临界攻角逐渐减小;在攻角接近翼型失速攻角时,升力系数先增大后减小;襟翼长度相同时,随着翼缝相对宽度的增大,升力系数逐渐减小。