船用增压器大膨胀比轴流涡轮气动设计与优化

发布时间：2020-03-30 20:20

【摘要】：我国船用低速柴油机产业近几年实现了快速发展,但船用低速柴油机机技术长期依赖进口,导致缺乏自主研发能力,与国外先进水平还有较大差距,因此国家启动“船用低速机创新工程”计划,以期提高船用低速柴油机及配套部件的自主研发能力,涡轮增压器是低速机的重要配套部件,高效高压比设计是未来船用柴油机涡轮增压器的发展趋势,作为增压器核心部件的涡轮逐渐向大膨胀比高效率方向发展,大膨胀比涡轮叶片流道内流场更加复杂,流场内会出现跨声速流动,因此开展大膨胀比跨声速涡轮的高效设计理论、设计方法以及改善其性能方法研究是国内外格外关注的热点,本课题依托“船用低速机创新工程”开展船用增压器大膨胀比轴流涡轮的气动设计及优化研究。首先,本文研究了大膨胀比涡轮子午扩张通流与子午无扩张通流设计特点,在子午无扩张通流条件下研究并构建了流量系数、载荷系数和反动度的选取规律,探讨了涡轮叶片可控涡扭曲设计规律,并针对叶片径向出口马赫数宽范围变化的特点,研究了叶片流道的布局形式。结果表明:动叶子午无扩张通流导致叶片膨胀能力和出口马赫数增加,进而增加了激波强度,且增加了出口余速损失,从而降低了涡轮性能;对于径向出口马赫数横跨1.3的跨声速叶片,缩扩流道与渐缩流道混合设计能改善涡轮性能,提高涡轮效率。针对缩扩流道与渐缩流道混合设计的跨声速叶片,深入研究了缩扩流道喉部位置和缩扩流道径向分布范围对涡轮叶片性能的影响规律,研究发现随着喉部位置的后移,无遮盖段形成多道激波,中径激波强度降低,径向马赫数分布的变化使级反动度径向分布更加不均匀,而缩扩流道径向范围增加,叶根逐渐由多道激波结构变成激波与反射激波结构,缩扩流道分布在马赫数大于1.2的径向范围内即0%~30%叶高范围的流动损失更小,分布区间更为合理。在此基础上,从流场内部流动损失精细化控制角度开展了叶型激波损失与二次流损失控制研究,研究指出:控制叶片型线并降低尾缘偏转角改善了喉部与无遮盖段型线曲率,从而降低了叶根内尾波与反射激波强度,并改变了中径激波结构,总压损失系数降低了0.37%,在变工况下,优化叶型较原始叶型在高膨胀比范围内具有更小的总压损失,而对于二次流损失控制,凹曲率端壁型线设计弱化了叶片尾缘端区的逆压力梯度和低能流体在端区的积聚,同时延后了马蹄涡的形成位置,马蹄涡压力面与吸力面分支在叶片内的流程变短,从而降低了二次流损失。本文研究获得的涡轮气动设计参数的选取规律、涡轮叶片流通面积空间布局规律、涡轮内部流动损失控制方法及涡轮设计方案等,可为船用增压器大膨胀比涡轮研制提供一定参考。
【图文】：

激波,涡轮,涡轮效率

哈尔滨工程大学硕士学位论文的影响规律，结果表明，低展弦比涡轮具有更高的效率，而且涡轮响较大。Willianmson 等[10]也对膨胀比 3.8、载荷系数 2.5 的涡轮进行涡轮效率为 81.4%，Willianmson 认为，高载荷系数和高膨胀比导致大并且流道内的气流流速过快，并且动叶片内存在激波损失，引起，因此使得涡轮效率较低。Woinowsky-Krieger 等[11]测试了膨胀比的涡轮在非设计工况下的性能，最后得出在设计膨胀比工况下，涡到 80%转速时，涡轮效率下降大于 4%，三维数值模拟结果与试验结A/GE[12]还对超高负荷涡轮开展了相关研究，研究结果表明单级高压达到了 5.5，涡轮负荷提高了 33%，效率比现役涡轮高出 2%，NA轮进行了优化设计与分析，有效降低了高负荷涡轮内的激波损失（图

优化设计方案,低展弦比,高负荷

图 1.2 优化设计方案[16]庄毓南等[17]对低展弦比高负荷跨声速冷却涡轮特性的计高亚声速、跨声速模型涡轮特性，，并对低展弦比高亚声速结果进行比较，结果表明，用作者改进公式计算的特性与算方法不止用于低展弦比高负荷涡轮，还可以用于一般涡荷跨声速涡轮，可以采用大折转角设计提高涡轮级的负荷轮具有一定的参考。黄忠湖等[19~22]开展了一系列高负荷涡
【学位授予单位】：哈尔滨工程大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：U664.1

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