超高负荷低压涡轮端区非定常流动机理及新型调控方法研究
发布时间：2020-12-19 15:08
低压涡轮高负荷设计是减轻低压涡轮部件重量,提升军用发动机推重比、民用发动机经济性的有效途径之一。然而叶片负荷的提高势必会增大端区横向压差,增强二次流、加剧损失。尤其是Zweifel数1.4以上的超高负荷低压涡轮,其内部存在异常严重的流动分离现象,极大地限制了超高负荷叶片在低压涡轮设计中的应用。本文针对高性能航空发动机设计中这一重要技术瓶颈,围绕低压涡轮端区非定常流动机理及流动损失控制等问题,以具有尾迹扫掠模拟功能的低速大尺寸叶栅风洞为实验载体,采用实验和数值计算相结合的研究方法,深入细致地开展了以下4方面的研究工作:(1)典型低压涡轮内部端区二次流的演化机制:以典型常规负荷低压涡轮叶片为研究对象,采用实验测试为主,数值计算为辅的研究方法,重点分析了低压涡轮内部端区二次流的非定常演化机制,掌握了上游尾迹对端区二次流、叶片附面层以及相关损失的影响规律,详细探讨了来流雷诺数、端壁边界层厚度对端区二次流的影响机理,并尝试利用上游尾迹扫掠抑制端区二次流的发展。研究发现:上游尾迹可以改善叶栅前缘攻角特性,降低叶片前端负荷,尾迹中的正负涡团与轮毂通道涡相互作用交替进行,二次湍动能在整个周期内的时均值...
【文章来源】：中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所)北京市
【文章页数】：201 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
涡扇发动机主要部件各减重10%对飞机运行成本的影响[2]
1]，包含近两千个叶片。美国NASA研究[2]指出若大涵道比涡扇发动机各部件重量同时减少10%的情况下，低压涡轮部件的减重对飞机的维护和运行成本贡献最大，远高于其他部件，如图1.1所示。另一方面，低压涡轮对大涵道比涡扇发动机性能影响显著，以航空发动机耗油率为例，在巡航状态下（H=12000m，Ma=0.8），低压涡轮效率每提高1%，发动机油耗将降低0.7%～0.9%，是影响航空发动机整体性能的关键部件之一[3]。因此，在提高效率的同时，尽可能的减轻重量是现代民用大涵道比涡扇发动机低压涡轮部件设计的关键，也是一种发展趋势，如图1.2所示。图1.1涡扇发动机主要部件各减重10%对飞机运行成本的影响[2]图1.2低压涡轮叶片数与压比关系的发展趋势[4]Figure1.1Effectofreducingindividualcomponentweightby10%[2]Figure1.2DevelopingtrendofLPTbladecountsandpressureratio[4]
?嵌ǔＡ鞫??砑靶滦偷骺胤椒ㄑ芯?2通过高负荷叶型设计可以减少低压涡轮叶片的数量甚至低压涡轮级数，从而达到降低低压涡轮重量、提高航空发动机推重比的目的。近年来，高升力、低展弦比、大转折角叶片成了低压涡轮设计的一个新趋势，越来越多的研究者开始关注Zweifel数1.4以上的超高负荷低压涡轮叶片研究。但是，叶片载荷的提高将不可避免地增加叶片边界层中的逆压梯度，容易导致边界层分离，加剧叶型损失和二次流损失。另一方面，当飞机在高空巡航时，由于空气密度的大幅减小致使航空发动机内部运行雷诺数的急剧下降。图1.3显示了巡航飞行中涡扇发动机各部件工作雷诺数的变化情况[5]，从图中可以看出，低压涡轮的工作雷诺数在发动机主要部件中处于最低水平，特别是多级低压涡轮的后几级。在高空巡航状态下（压力高度>34kft），低压涡轮始终处于较低雷诺数工况，典型的低压涡轮的雷诺数水平可低至3×104-5×104，远低于低压涡轮的自模化雷诺数（2×105-3×105）。在高空低雷诺数条件下，叶片负荷的提高一方面通过影响通道内的横向压力梯度来直接影响端区二次流发展；另一方面，高负荷设计增强了叶片吸力面后部的逆压力梯度，从而影响附面层的发展[5]，并通过附面层与二次流的相互作用间接影响端区涡系结构的演化。Gregory等[6]研究表明，当低压涡轮叶片的展弦比小于3时，端区二次流损失将占叶片总损失的30%～50%。以上分析可以看出，高负荷低压涡轮端区复杂流动直接影响低压涡轮叶片的气动性能，是高性能大涵道比航空涡扇发动机研制过程中亟需解决的关键问题之一。图1.3涡扇发动机在巡航高度运行时各部件雷诺数的变化范围[5]图1.4高负荷低压涡轮内部非定常运行环境[1]Figure1.3VariationofReynoldsnumberthroughtheengine[5]
【参考文献】：
期刊论文
[1]高负荷低压涡轮内部非定常流动机理及其控制策略研究进展[J]. 朱俊强,屈骁,张燕峰,卢新根,李伟. 推进技术. 2017(10)
[2]有/无尾迹作用下低压涡轮叶栅分离边界层转捩的大涡模拟[J]. 刘志刚,叶建,邹正平. 航空动力学报. 2013(12)
[3]低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量[J]. 乔渭阳,赵磊,罗华玲,伊进宝,张军胜. 推进技术. 2012(06)
[4]尾迹扫掠下超高负荷低压涡轮叶片附面层特性[J]. 李伟,张波,周敏,卢新根,朱俊强. 航空动力学报. 2012(01)
[5]基于表面热膜的超高负荷低压涡轮叶栅附面层特性[J]. 李伟,朱俊强,李钢,徐燕骥. 航空动力学报. 2011(01)
[6]端壁抽吸位置对压气机叶栅角区分离控制的影响[J]. 王掩刚,牛楠,赵龙波,周铮. 推进技术. 2010(04)
[7]低压涡轮叶型边界层相互作用的数值模拟[J]. 罗华玲,乔渭阳. 推进技术. 2009(01)
[8]端壁附面层抽吸对扩压叶栅内分离结构的影响[J]. 张华良,王松涛,王仲奇. 热能动力工程. 2006(06)
[9]雷诺数对涡轮叶栅流动的影响[J]. 邹正平,宁方飞,刘火星,李维. 工程热物理学报. 2004(02)
[10]端壁边界层抽吸技术在汽轮机调节级静叶栅中的应用[J]. 郭绪垚,俞茂铮,毛靖儒. 工程热物理学报. 2000(03)
博士论文
[1]采用端壁射流式旋涡发生器的扩压叶栅流动分离控制研究[D]. 冯岩岩.哈尔滨工业大学 2017
[2]高负荷涡轮端区非定常流动机理及损失控制研究[D]. 魏佐君.西北工业大学 2016
硕士论文
[1]超紧凑涡轮过渡段关键参数影响研究[D]. 王晏根.中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所) 2017
[2]超高负荷低压涡轮叶片边界层分离与转捩控制研究[D]. 张波.中国科学院研究生院（工程热物理研究所） 2012
本文编号：2926115
【文章来源】：中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所)北京市
【文章页数】：201 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
涡扇发动机主要部件各减重10%对飞机运行成本的影响[2]
1]，包含近两千个叶片。美国NASA研究[2]指出若大涵道比涡扇发动机各部件重量同时减少10%的情况下，低压涡轮部件的减重对飞机的维护和运行成本贡献最大，远高于其他部件，如图1.1所示。另一方面，低压涡轮对大涵道比涡扇发动机性能影响显著，以航空发动机耗油率为例，在巡航状态下（H=12000m，Ma=0.8），低压涡轮效率每提高1%，发动机油耗将降低0.7%～0.9%，是影响航空发动机整体性能的关键部件之一[3]。因此，在提高效率的同时，尽可能的减轻重量是现代民用大涵道比涡扇发动机低压涡轮部件设计的关键，也是一种发展趋势，如图1.2所示。图1.1涡扇发动机主要部件各减重10%对飞机运行成本的影响[2]图1.2低压涡轮叶片数与压比关系的发展趋势[4]Figure1.1Effectofreducingindividualcomponentweightby10%[2]Figure1.2DevelopingtrendofLPTbladecountsandpressureratio[4]
?嵌ǔＡ鞫??砑靶滦偷骺胤椒ㄑ芯?2通过高负荷叶型设计可以减少低压涡轮叶片的数量甚至低压涡轮级数，从而达到降低低压涡轮重量、提高航空发动机推重比的目的。近年来，高升力、低展弦比、大转折角叶片成了低压涡轮设计的一个新趋势，越来越多的研究者开始关注Zweifel数1.4以上的超高负荷低压涡轮叶片研究。但是，叶片载荷的提高将不可避免地增加叶片边界层中的逆压梯度，容易导致边界层分离，加剧叶型损失和二次流损失。另一方面，当飞机在高空巡航时，由于空气密度的大幅减小致使航空发动机内部运行雷诺数的急剧下降。图1.3显示了巡航飞行中涡扇发动机各部件工作雷诺数的变化情况[5]，从图中可以看出，低压涡轮的工作雷诺数在发动机主要部件中处于最低水平，特别是多级低压涡轮的后几级。在高空巡航状态下（压力高度>34kft），低压涡轮始终处于较低雷诺数工况，典型的低压涡轮的雷诺数水平可低至3×104-5×104，远低于低压涡轮的自模化雷诺数（2×105-3×105）。在高空低雷诺数条件下，叶片负荷的提高一方面通过影响通道内的横向压力梯度来直接影响端区二次流发展；另一方面，高负荷设计增强了叶片吸力面后部的逆压力梯度，从而影响附面层的发展[5]，并通过附面层与二次流的相互作用间接影响端区涡系结构的演化。Gregory等[6]研究表明，当低压涡轮叶片的展弦比小于3时，端区二次流损失将占叶片总损失的30%～50%。以上分析可以看出，高负荷低压涡轮端区复杂流动直接影响低压涡轮叶片的气动性能，是高性能大涵道比航空涡扇发动机研制过程中亟需解决的关键问题之一。图1.3涡扇发动机在巡航高度运行时各部件雷诺数的变化范围[5]图1.4高负荷低压涡轮内部非定常运行环境[1]Figure1.3VariationofReynoldsnumberthroughtheengine[5]
【参考文献】：
期刊论文
[1]高负荷低压涡轮内部非定常流动机理及其控制策略研究进展[J]. 朱俊强,屈骁,张燕峰,卢新根,李伟. 推进技术. 2017(10)
[2]有/无尾迹作用下低压涡轮叶栅分离边界层转捩的大涡模拟[J]. 刘志刚,叶建,邹正平. 航空动力学报. 2013(12)
[3]低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量[J]. 乔渭阳,赵磊,罗华玲,伊进宝,张军胜. 推进技术. 2012(06)
[4]尾迹扫掠下超高负荷低压涡轮叶片附面层特性[J]. 李伟,张波,周敏,卢新根,朱俊强. 航空动力学报. 2012(01)
[5]基于表面热膜的超高负荷低压涡轮叶栅附面层特性[J]. 李伟,朱俊强,李钢,徐燕骥. 航空动力学报. 2011(01)
[6]端壁抽吸位置对压气机叶栅角区分离控制的影响[J]. 王掩刚,牛楠,赵龙波,周铮. 推进技术. 2010(04)
[7]低压涡轮叶型边界层相互作用的数值模拟[J]. 罗华玲,乔渭阳. 推进技术. 2009(01)
[8]端壁附面层抽吸对扩压叶栅内分离结构的影响[J]. 张华良,王松涛,王仲奇. 热能动力工程. 2006(06)
[9]雷诺数对涡轮叶栅流动的影响[J]. 邹正平,宁方飞,刘火星,李维. 工程热物理学报. 2004(02)
[10]端壁边界层抽吸技术在汽轮机调节级静叶栅中的应用[J]. 郭绪垚,俞茂铮,毛靖儒. 工程热物理学报. 2000(03)
博士论文
[1]采用端壁射流式旋涡发生器的扩压叶栅流动分离控制研究[D]. 冯岩岩.哈尔滨工业大学 2017
[2]高负荷涡轮端区非定常流动机理及损失控制研究[D]. 魏佐君.西北工业大学 2016
硕士论文
[1]超紧凑涡轮过渡段关键参数影响研究[D]. 王晏根.中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所) 2017
[2]超高负荷低压涡轮叶片边界层分离与转捩控制研究[D]. 张波.中国科学院研究生院（工程热物理研究所） 2012
本文编号：2926115
本文链接：https://www.wllwen.com/shoufeilunwen/gckjbs/2926115.html
