某燃气涡轮高压级气动与噪声性能的数值研究

发布时间：2020-05-16 05:32

【摘要】：随着现代航空发动机效率与推重比的提升,压比与涡轮前温度逐渐增大,高压涡轮叶片冷却成为限制发动机性能的关键因素。气膜冷却是一种已被普遍采用的叶片冷却技术,冷却气流能够保护叶片不受高温主流侵蚀,尾缘吹气还会对下游流动产生影响。动静干涉尤其上游尾迹与动叶的干涉是燃气涡轮流动中典型的非定常源,会对涡轮的气动性能、噪声辐射与疲劳寿命产生很大影响。尾缘吹气会改变尾迹区的流动特性,进而影响尾迹与动叶的相互作用,从而对涡轮的气动、噪声等性能产生影响。本文首先从圆柱绕流与三维叶栅模型出发,通过对比采用k-ε、RNG k-ε、k-ω、SST、DES与LES等模型时的计算结果,在兼顾计算精度与效率的情况下选择SST模型来完成后续研究,并在该模型下进行了网格无关性验证。其次利用Fluent与CFX软件对二维圆柱与三维叶栅进行了非定常计算,研究了各自的噪声辐射特性。研究发现圆柱绕流噪声频谱峰值频率与卡门涡街脱落频率一致,而高压涡轮动静干涉噪声则主要集中于叶片通过频率及其倍频。在入口注入熵波会对动静干涉产生影响,熵波频率越低该影响越明显。最后通过涡声方程分析了涡轮级噪声的流动机理。然后简化并改型静叶冷却结构,设计出四种缝宽的对开缝、半开缝尾缘结构,通过定常数值计算研究了在不同尾缘结构、吹气流量与劈缝宽度下尾缘吹气对下游流场的影响。发现与劈缝宽度及尾缘结构相比,吹气流量对流场影响最明显,不同吹气流量下得到的结论不同。依次增加吹气流量形成四种典型尾迹:纯尾迹(θ/d0,BR=0.0%)、弱尾迹(θ/d0,BR≠0.0%)、无动量亏损尾迹(θ/d≈0)和射流尾迹(θ/d0),在该过程中总压损失先增大后减小且峰值向吸力侧偏移,静叶出口气流角减小,吸力侧附面层厚度增加,对尾缘的冷却效果变差。当形成无动量亏损尾迹(BR=8.0%)时尾迹速度亏损被最大程度消除,尾迹对下游流动影响最小。最后通过非定常计算研究了纯尾迹、无动量亏损尾迹和射流尾迹对动叶通道流动及噪声辐射的影响。发现无动量亏损尾缘吹气相比于原型可以加强尾迹与主流的掺混并减弱尾迹与动叶的干涉,吸力侧干涉涡尺度减小,对下游流动的阻塞减弱,动叶表面静压波动峰值与偶极子噪声源强度降低,射流尾迹时流动状况反而恶化。从总声压级的结果来看,无动量亏损尾迹总声压级降低了约2.48dB,射流尾迹总声压级增加了约0.96dB。
【图文】：

动通过对流传播至下游涡轮叶栅，，在叶栅通道的作用下被加速、扭曲并发射声波，这就是间接燃烧噪声的产生机理[4]。间接燃烧噪声的影响是双向的，一方面声波向下游传播会与发动机其他结构相互作用；另一方面向上游传播的声波会影响燃烧室内的热声特性从而改变直接燃烧噪声。因此间接燃烧噪声是大涵道比涡扇发动机噪声的重中之重。此外静子叶栅的尾迹冲击高速旋转的转子、涡轮级中一系列脉动的激波以及旋涡脱落都会诱导出间接燃烧噪声。Unsteady heat releaseTurbine stagesAcoustic waves Entropy wavesDirect combustionnoiseIndirect combustionnoise (a) 直接噪声和间接噪声分类

从而达到提高涡轮气动性能与降噪的目的，国内外学者究。主要的降噪手段有转静子间距控制、增大喷嘴几何出气角学锯齿尾缘与尾缘吹气等。但是在航空发动机中，内部结构极更改区间太小故而降噪效果有限，而增大几何出气角则会严重动性能亦不可取，附面层吸除是一种主动控制方式，但在航空发一定困难。叶片尾缘锯齿改型实现降噪是近几年比较热门的课气冷涡轮在航空发动机上的成功应用而具有先天优势。接下来两种降噪方案的研究进展。锯齿降噪的研究进展在发明新设备发展新技术的时候，总是会借鉴自然界已有生物这就是所谓的仿生学。湍流噪声在自然界中普遍存在，研究发在几百万年乃至上千万年的进化中形成了一套用于流动控制的行猫头鹰的翅膀结构具有消声作用（见图 1-2），座头鲸的鳍肢3）。因此，在航空发动机噪声控制研究中，仿生学带来的新思路锯齿
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V231

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本文编号：2666247