调查的影响在叶尖间隙侧壁运动丧失使用环形涡轮级联

文摘

燃气轮机的气动损失主要是由于二次流损失,和叶尖泄漏损失。本研究着重于高压涡轮叶尖泄漏流阶段。构造了一个环形涡轮级联与套管固定刀片,和叶尖和中心之间的距离被认为是叶尖间隙的差距。端壁运动对损失的影响机制研究,通过实验和数值技术。测量得到,而中心固定但数值计算进行静止和移动的级联。上游和下游流是通过使用校准测量的五孔探针的压力。获得了稳定的不可压缩湍流通过求解雷诺平均n - s方程,采用剪应力运输(SST)k -ω湍流模型。获得的总压损失系数的数值技术比较与实验测量,并比较显示良好的协议。叶尖间隙涡流观察叶尖间隙的缺口。通过本研究发现,端墙通过级联运动减少叶尖泄漏损失。

1。介绍

燃气涡轮引擎的应用领域的日益重要发电以及海洋和航空航天应用。燃气涡轮发动机有很大的权力,因此,提高燃气轮机的效率,减少燃料消耗和增加的经济操作这些机器。为了提高效率,详细和损耗机制的基本理解是必要的。在涡轮间隙之间的差距是必要的,以避免接触旋转刀片和固定套管。叶尖泄漏流诱导叶片压力之间的压差和吸力面。泄漏流与通道涡相互作用并产生气动损失。虽然在低压涡轮叶尖间隙通常是大约1%的叶片高度,叶尖间隙损失增加的总流涡轮损失和对燃气轮机的效率降低。在高压阶段,通常是大约6%的叶片叶尖间隙差距高度由于叶片长度的减少1]。在这种情况下,叶尖间隙损失整个舞台上有较大影响的损失。

在先前的研究中,实验和数值技术被用来在涡轮级联流和损失机制进行调查。虽然实验测量损失水平给明确的定性指标,数值研究提供详细信息流动在涡轮叶片和损失机制。许多以前的实验和数值研究已经进行调查叶尖泄漏流和损失机制使用线性级联(2- - - - - -11]。然而,线性级联并不能完全模拟真实的机器级联的环形和离心力影响流。这影响压力分布沿叶片高度和相关联的叶尖泄漏流。一个环形叶栅被Matsunuma [12]研究叶尖间隙流的间隙差距大约1%的叶片高度。

大型叶尖间隙的差距通常sblade高度的5%存在于工业燃气轮机的高压阶段。威廉姆斯et al。1)用实验和计算探讨大型叶尖间隙对损失的影响通过使用一个线性级联。他们的研究结果表明,损失不显著增加间隙大于4%。

雅苒et al。13,14],琼斯和LaGraff [15)用移动带模拟叶片旋转的影响在叶尖泄漏流线性级联。杨et al。16)数值研究了旋转对叶尖泄漏流和传热。

作者的知识,叶尖间隙大缺口的影响损失的环形涡轮级联尚未深入研究。本研究的目的是探讨差距大的叶尖间隙对损失的影响一代下游的环形涡轮级联通过实验测量和数值计算。此外,该研究旨在调查提示漏失转速的影响。本文的其余部分被组织通过引入实验过程详细信息包括部分的设置和测量技术2。节中描述的数值技术3。结果和讨论部分4,最后结论部分进行了总结5。

2。实验的程序

2.1。测量技术

流量测量进行本研究通过使用气动压力探针。探针是可靠和健壮的工具流测量涡轮机。钢水探针用于二维流测量而五孔探针用于三维流。一般来说,调查使用越小,越低收缩效应和更好的精度。最近,许多研究人员使用压力探针研究流量损失在涡轮级联4,12,14,17- - - - - -21]。

图1显示了五孔探针的几何与一头本研究使用直径3毫米。探针的测量压力传感洞是用来确定流速。多孔压力探针的原则是,孔与流将读取压力高于那些没有。五孔探针,顶部和底部的洞会给的螺旋角,同时左、右洞使偏航角,演示图1。

校准是由放置探测器在一个预定义的角设置数量均匀流和恒定速度大小和湍流强度较低。校准后的任务,无量纲压力测量的校准系数得到探针传感洞。标定地图是由旋转探头通过一系列俯仰和偏航角。校准机制被用于这项研究改变螺距角和偏航角的调查。执行校准范围的偏航和俯仰角度的±30。无量纲压力系数被定义为 在哪里在中央探测孔压力测量,在场上的压力测量平面,然后呢在偏航平面的压力测量。是总压强和静压。是总压强系数,静态压力系数,在俯仰平面定向系数,然后呢方向性系数在偏航平面。探针校准是通过改变探针定位在两个方向上的偏航和俯仰从−30°30°的增量10°−20°20°和5°。从五孔探针测量获得的压力信号使用五个数字微压计与4000年全面Pa和错误的满刻度的0.3%。图2显示了三种标定地图。

在级联的测量,从五孔探针测量获得的压力信号和压强系数测定。距角和偏航角从第一个获得使用系数标定地图吗和。使用俯仰和偏航角,静压和总压系数得到的标定地图。然后总静态压力了 因此, 使用(2),获得的速度大小 速度组件被获得

2.2。环形叶栅实验

用低速风洞的排污设施一个环形涡轮级联(图3)。风洞是配备了离心风机是由10 HP电动马达驱动的。入口气流速度由使用节流控制系统在风机入口。测试部分和粉丝之间的距离约为4.5 m。为了获得均匀流在进口到测试部分,使用三个网格的距离0.89米,1.41米和1.93米。环形叶栅的测试区包含20将叶片与轮毂的直径296毫米高,套管直径394毫米。在中心附近的叶尖叶片间距是46.5毫米和61.9毫米套管。刀片固定在套管和叶尖间隙的差距代表叶尖和中心之间的距离。叶尖间隙代表叶片高度的10%。中心被允许使用旋转转子叶片固定在中心。 The speed of the hub was controlled by using a break which was installed on the shaft of the hub. The measurements were obtained in this study while the hub was fixed. Table1列出了环形叶栅的规范。

输入流的速度分布测量上游叶片的轴向弦的距离。下游测量进行飞机存在的距离0.29下游的叶片。测量网格包含9点的方向,9点pitchwise方向。测量网格如图4。

3所示。数值计算过程

三维流是通过解决连续性和动量方程。对于湍流计算,eddyviscosity方法是使用。它包括很多类的模型近似的效果上的动荡意味着运动通过修改粘度系数。中使用的有效粘性系数,计算流场的分子粘性的总和和湍流粘性。不同种类的涡粘性模型是杰出的额外的数量确定解决微分方程。Two-equation湍流模型解决两个微分方程来确定湍流粘度。湍流粘度计算在本研究中利用剪应力运输(SST)k- - - - - -ω湍流模型。这个模型验证了类似的线性级联流局势Krishnababu et al。22)和El-Batsh et al。23]。

3.1。控制方程

不可压缩流体的控制方程给出 的速度平均值,是波动的,使用涡流粘度计算的雷诺应力湍流模型 涡流或湍流粘度在这项研究中使用剪切应力计算运输(SST)k- - - - - -ω模型中,的克罗内克二阶张量:

3.2。对海温k -ω模型

对海温k- - - - - -ω模型是基于模型的实证模型传输方程湍流动能k和特定的耗散率。涡流粘度计算 湍流边界层,涡流粘度的最大值限制迫使湍流剪应力有界的湍流动能乘以常数。这种效应是通过辅助函数和涡度的绝对值。辅助函数被定义为一个函数的墙距离为: 发达的运输方程表示“状态”(24),由Bardina et al。25) 生产的吗ω和涡度的绝对值是近似成正比 这个函数旨在融合模型系数在边界层区域。这个函数需要一个无滑动表面的价值和附近一大部分的边界层,边界层边缘趋于零。这个辅助混合函数被定义为 在哪里 模型的常数 模型系数,,,用符号来表示由混合系数的原始定义k- - - - - -ω模型中,用和转换后的系数表示 在哪里系数被定义为

3.3。计算网格

周围的流动是解决单个叶片考虑周期性边界条件。入口平面的距离被选50毫米(1.47)叶片前缘的上游,下游出口飞机被选的叶片后缘的距离56毫米(1.65)。几何分为三个街区获得最好的细胞分布。使用一个O-grid靠近叶片预测边界层。非结构化网格是在其他地方使用,因为它提供了密集的网附近的墙壁和相对粗网格远离墙壁。二维网格生成在叶尖5600个细胞,然后它是复制的方向形成了三维网格。的细胞的数量是80个细胞沿叶片叶尖间隙高度和34细胞差距。图5显示了计算网格与687000个细胞。

3.4。边界条件

解决了在叶片流雷诺数计算基于出口速度和叶片弦长。传入流的速度分布在实验室测定,并应用于计算。进口气流参数估计根据凯西的CFD计算的一般准则和Wintergerste26]。进口湍流强度被认为是5%,而进口湍流长度尺度估计根据级联的尺寸为0.07。固定和旋转中心的计算进行了不同旋转速度为800,1600,2400,3200,4000 rpm。转速估计代表燃气轮机用于发电和运行在3000或3600 rpm匹配交流电网。

3.5。数字技术

解决了利用商业CFD代码流流利。压力速度耦合是通过使用简单的算法由Patankar [27]。方程的离散采用二阶逆风方案。

4所示。结果

4.1。中跨流

环形叶栅的三维流下游研究飞机上存在于0.29的距离。偏差角代表出口气流角和叶片出口角之间的区别。图6显示了中跨偏差角获得的实验测量和数值计算比较,显示良好的协议。偏差角总是积极这表明偏离了叶片压力面流动向叶片吸力面。这种偏差是由于叶片双方之间的压力差。

图7节目中跨下游后证明了总压强的分布系数这是定义为 在哪里是总压强在进口,是当地的总压强,是mass-averaged出口速度。

图中显示良好的协议之间的数值计算和实验测量叶片后缘附近的最大损失。这是归因于边界层开发的叶片表面压力和吸力和合并的下游叶片后缘产生之后。

4.2。网格依赖性

解决网格依赖性研究通过增加细胞的数量60%获得网格细胞总数约1100000。添加细胞主要在边界层和高流动区域的梯度。图8显示了mass-averaged总压损失系数通过叶片通道通过使用细和粗网格。mass-averaged总压力损失系数被定义为 在哪里和是当地的质量流率和总压系数,分别。

图表明没有明显改善解决方案通过增加细胞的数量。飞机上下游mass-averaged总压损失系数变化0.8%时细胞的数量增加了60%,因此,网格解决方案被认为是独立的。

4.3。下游流

下游的速度飞机用无量纲形式表示使用质量平均速度。图9等高线图显示了实验测量和数值计算下游飞机上无量纲速度。

图10等高线图显示的总压损失系数的实验测量和数值计算的方法。附近的通道涡可以观察到外壳的级联。良好之间的协议取得了实验测量和数值计算。叶尖间隙的间隙泄漏流从叶片压力面叶片吸力面之间的压力差驱动的叶片表面压力和吸力。泄漏流卷起,与通道涡和叶尖泄漏涡。数值计算预测mass-averaged总压力损失系数下游飞机上= 0.32,实验测量估计为0.375。

4.4。流特性

图11显示表面流线从数值计算获得使用壁面切应力。图(11日)显示套管的极限流线当叶片是固定的。叶根,主要分离线与上游边界层分离相关预测的数值方法。随着进气叶片前缘边界层方法,它形成了马蹄涡。卷起的马蹄涡引起的边界层的前缘。端壁流的迁移向吸力面也可见导致二次流。

图11 (b)显示了在吸力面极限流线。分离线发达是因为泄漏。这条线是由之间的交互通过叶尖间隙泄漏流动和迁移的端壁流叶片压力面叶片吸力面。

图12显示提示表面流可视化使用极限流线和流动可视化提出了李et al。19叶尖间隙的3%叶片高度。前缘流动特性表明,存在一个卷取液分离的边缘和转化为一对漩涡漩涡由李等人建议叫差距。这些技巧差距漩涡流支持的极限流线在图中给出的中心(13日)。流可视化在mid-chord表明流分成压力面和吸力面和最流的走向吸力面。图13 (b)显示流流线在mid-clearance差距表明,流动迁移从叶片压力面叶片吸力面。

图14显示了数值计算总压强系数下游叶片后缘不同中心的旋转速度。图显示区域的高损失水平减少增加转速。图15显示了mass-averaged总压损失系数5点计算旋转速度也就是800年,1600年,2400年、3200年和4000年rpm。图表明,增加转速降低了mass-averaged总压损失系数。增加4000 rpm的速度降低了约20%的固定阀计算中心。中心发起的运动逆流从叶片吸力面叶片压力面附近墙上这减少了叶尖泄漏流和相关的叶尖泄漏涡。这是证实了流线从叶尖间隙的数值计算获得的差距在图16。

5。结论

三维稳定湍流计算通过一个环形涡轮级联叶尖间隙和被使用五孔探针测量实验技术。良好之间的协议得到实验测量和数值计算。数值模型预测滚动在叶片前缘涡在叶尖间隙的差距。提示漩涡也预测,同意以前的出版物。计算在不同旋转速度显示,增加转速降低了叶尖泄漏涡和减少mass-averaged总压损失系数。旋转启动逆流从叶片吸力面叶片压力面,这减少了叶尖泄漏流和相关的叶尖泄漏涡。这将证实实验观察未来的工作。

命名法

希腊符号

:	螺旋角
:	偏航角
:	叶片入口角
:	叶片出口角
:	模型系数
:	模型常数
:	叶尖间隙的差距
:	克罗内克二阶张量
:	系数
:	分子粘度
:	湍流涡粘性
:	特定的湍流耗散率
:	涡度的绝对值
:	流体密度
:	模型系数。

下标

1:	入口
2:	退出
师:	提示或动荡
接待员:	根。

引用

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