部分进气式涡轮机通流流场的数值模拟

发布时间：2020-12-31 10:24

　　水下低速航行器动力系统如果采用全周进气方式对短尺寸叶片做功,斜切喷管尺寸会过小,导致设计难度和流动损失增大。因此部分进气式涡轮机就成为该类低速航行器的常用动力装置。部分进气式涡轮机内部流动非常复杂,气体粘性引起动叶入口激波和边界层干涉效应及各种局部产生的二次流动、泄漏流动使叶栅流道内流动呈三维性和有旋性。而几何因素、气动因素等的变化对涡轮机的内部流动影响很大,有必要对这些因素所产生的影响开展研究,为提高涡轮机的工作效率提供一定的参考。本文首先针对文献中微型实验涡轮进行一维热力计算和三维模拟,验证了热力计算和模拟的合理性。然后,对常规部分进气式涡轮进行三维建模,涡轮静叶采用拉法尔喷管,动叶采用冲动式叶片,进气方式采用部分进气。通过一维热力计算和三维模拟相结合方式,验证了模型及计算方式的合理性,并简要分析了流场气流不均匀性及动叶域激波现象。然后,本文讨论了局部结构的改变对功率的影响。改变叶片部分进气度、轴向间隙、径向间隙及喷管扩张角等模型尺寸,讨论涡轮内流动损失的变化规律。重点研究了端部损失、喷管能量损失、动叶能量损失及漏气损失的影响。从叶片分力距及动叶压力系数角度,分析了造成涡轮机总力矩... 

【文章来源】：哈尔滨工程大学黑龙江省 211工程院校

【文章页数】：101 页

【学位级别】：硕士

【部分图文】：

涡轮机热力计算流程图

图 2.2.涡轮进出口速度三角形图 2.3.喷嘴结构 图 2.4 叶片设计方法（6）计算喉部、气体状态参数。计算公式如步骤（4）得出温度、压力、速，进而得出喉部直径，这里不再重复公式。其中由于喉部温度无法确定，且与在公式中属于耦合关系，由反复迭代得出。（7）同上方法计算得出动叶出口相对速度、绝对速度、温度、密度、绝对

图 2.3.喷嘴结构 图 2.4 叶片设计方法（6）计算喉部、气体状态参数。计算公式如步骤（4）得出温度、压力、速度数，进而得出喉部直径，这里不再重复公式。其中由于喉部温度无法确定，且与比γ在公式中属于耦合关系，由反复迭代得出。（7）同上方法计算得出动叶出口相对速度、绝对速度、温度、密度、绝对气度等参数。校核局部进气率是否符合大于 0.25，且尽量接近 0.25 的要求。（8）计算气动损失。其中，包含余速损失、斥气损失、轮盘摩擦损失、鼓风扇形损失、端部损失、喷嘴能量损失、动叶能量损失、漏气损失。根据文献[2]中经式可以大致计算出各类气动损失数据，由于计算过程过于复杂在此不一一赘述。（9）计算功率 P、内效率ηi。lh hP=m （2-1iP=m h （2-1

【参考文献】：
期刊论文
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[3]小型部分进气亚声速涡轮流动损失研究及优化[J]. 郑晓宇,林奇燕,王磊.  火箭推进. 2017(01)
[4]基于流固耦合的部分进气涡轮数值模拟研究[J]. 赵瑞勇,陈晖,刘军年,毋杰.  火箭推进. 2015(05)
[5]一种微型部分进气冲动式涡轮机设计方法[J]. 蒋彬,罗凯,高爱军,封启玺,伊进宝.  鱼雷技术. 2015(05)
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[8]轴对称拉瓦尔喷管流场分析[J]. 王平,刘学山,乔立民.  飞机设计. 2013(02)
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[10]拉瓦尔喷管外发生激波反射工况详细分析[J]. 于勇,徐新文.  航空动力学报. 2012(09)

博士论文
[1]超高负荷跨音速涡轮气动设计理论及其非定常流动特性研究[D]. 张磊.中国科学院研究生院（工程热物理研究所） 2011

硕士论文
[1]超声速喷管的设计及工艺对流场品质的影响研究[D]. 吴连胜.沈阳航空航天大学 2013
[2]超声速喷管设计及其数值模拟和实验研究[D]. 邹宁.南京航空航天大学 2009
[3]非对称大膨胀比喷管的试验研究与数值模拟[D]. 马钊.南京航空航天大学 2009
[4]鱼雷涡轮动力系统仿真研究[D]. 刘雄.西北工业大学 2004



本文编号：2949451