10高压涡轮叶顶间隙变化的数值分析

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涡扇发动机涡轮带冠叶片叶尖间隙测试

引用格式：薛志飞, 牛广越, 易亮, 等. 涡扇发动机涡轮带冠叶片叶尖间隙测试[J]. 中国测试，2023, 49(12): 16-22. XUE Zhifei,NIU Guangyue, YI Liang, et al. Research on tip clearance measurement of shrouded turbine blades of turbofan engine[J]. China Measurement & Test, 2023, 49(12): 16-22. DOI: 10.11857/j.issn.1674-5124.2022080155涡扇发动机涡轮带冠叶片叶尖间隙测试薛志飞1，牛广越2，易亮1，郑芳芳1，李发富2，段发阶2(1. 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司，上海 201306;2. 天津大学精密测试技术及仪器全国重点实验室，天津 300072)摘　要: 航空发动机叶尖间隙参数的在线高精度测量是保证发动机运行安全和气动效率的关键。

涡扇发动机低压涡轮叶片为叶顶带有篦齿结构的带冠叶片，传统电容式叶尖间隙传感器为圆形芯极结构，其测量精度易受变工况下篦齿轴向窜动影响。

因此提出一种矩形芯极的电容传感器结构方案，基于双极板电容原理，建立矩形芯极下的叶尖间隙测量模型。

仿真分析轴向窜动对不同结构传感器方案的影响规律。

开发矩形芯极传感的带冠叶片叶尖间隙测量系统，搭建测试平台，开展实验室环境下的标定和测量实验。

仿真和实验结果表明：新型的矩形芯极传感器可提高传感器的抗轴向窜动能力；1~3 mm 量程内，叶尖间隙测量误差小于65 μm 。

关键词: 叶尖间隙; 低压涡轮; 篦齿; 轴向窜动; 电容传感器中图分类号: TH711;V232.4;TB9文献标志码: A文章编号: 1674–5124(2023)12–0016–07Research on tip clearance measurement of shrouded turbine blades of turbofan engineXUE Zhifei 1, NIU Guangyue 2, YI Liang 1, ZHENG Fangfang 1, LI Fafu 2, DUAN Fajie 2(1. Aero Engine Corporation of China Shanghai Commercial Aircraft Engine Manufacturing Co., Ltd., Shanghai201306, China; 2. State Key Laboratory of Precision Measurement Technology and Instruments,Tianjin University, Tianjin 300072, China)Abstract : High precision online measurement of blade tip clearance parameters is the key to ensure the safety and aerodynamic efficiency of aeroengine. The low pressure turbine blades of turbofan engine are covered with sealing labyrinth at the top. The typical capacitive sensor of blade tip clearance measurement is designed with circular core structure, which makes the measurement accuracy easily affected by the axial movement of blades under varying working conditions. Therefore, a new kind of capacitance sensor with rectangular core electrode structure is invented. The blade tip clearance measurement model based on the new sensor is established using the bipolar plate capacitance principle. Effects of the axial movement of blades on different structure sensors is收稿日期: 2022-08-30；收到修改稿日期: 2022-10-28基金项目: 国家自然科学基金项目(52205573， U2241265)；中国博士后科学基金(2022M720106)；精密测试技术及仪器全国重点实验室(天津大学)青年教师科研启动项目(Pilq2304)；国家科技重大专项(J2022-V-0005-0031)；广东省重点研发计划项目(2020B0404030001)作者简介: 薛志飞（1992-），男，江苏南通市人，工程师，硕士，研究方向为旋转机械结构间隙测试技术。

压气机叶顶间隙变化规律及对气动性能的影响

压气机叶顶间隙变化规律及对气动性能的影响
高国荣;曾瑞慧;陈美宁
【期刊名称】《科学技术与工程》
【年(卷),期】2024(24)6
【摘要】以大涵道比涡扇发动机系列的十级高压压气机为研究对象,在压气机部件、核心机及整机平台上详细开展了压气机叶顶间隙变化规律及其对气动性能影响的试验研究,同时结合叶顶间隙对跨音级、高亚音级和低亚音级的仿真验证,得到了压气
机不同级对叶顶间隙的性能敏感区,进而揭示了叶顶间隙影响多级压气机整机性能
的机理。

结果表明:不同尺寸的压气机叶顶间隙变化规律具有一致性,经验证主要和
离心力及温度场相关。

间隙增大后压气机设计转速下的流量压比特性和流量效率特性均整体下降,尤其后面级间隙对气动性能有显著影响。

随着叶顶间隙的增大,压气
机的跨音级因叶片较长使得相对叶顶间隙较小,未出现效率突降的情况,但是后面亚
音级做功能力明显降低,间隙影响主要集中在后面级即亚音级,使得压气机典型工况
的效率和裕度均有所下降。

【总页数】8页(P2573-2580)
【作者】高国荣;曾瑞慧;陈美宁
【作者单位】中国航发商用航空发动机有限责任公司;上海市航空发动机数字孪生
重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V211.6
【相关文献】
1.叶顶间隙对多级轴流式压气机气动性能影响研究
2.叶顶间隙对某型压气机典型级气动性能的影响
3.叶顶间隙对压气机气动性能影响的数值研究
4.叶顶间隙对跨音速离心压气机气动性能影响分析
5.叶顶间隙对压气机非设计转速气动性能影响的试验研究
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汽轮机扭叶片叶顶间隙泄漏流动的数值分析

汽轮机扭叶片叶顶间隙泄漏流动的数值分析杨静;杨松【摘要】针对某汽轮机中压级扭叶片进行数值研究,分析了不同叶顶间隙下扭叶片顶部的泄漏流动,并着重研究了扭叶片间隙涡的形成、发展和对汽轮机级性能的影响.研究结果表明:叶片的适当扭转,可使径向压力梯度变缓、根部的反动度增加、顶部的反动度减少,在一定程度上控制了泄漏流动的发展.扭叶片叶顶处的泄漏涡在叶栅通道中是以螺旋状向下游发展的,涡核的位置随流动逐渐远离吸力面.当叶顶间隙增大时,泄漏涡强度变大,并且与上通道涡的掺混作用增强,从而导致了更大的流动损失.【期刊名称】《化工机械》【年(卷),期】2016(043)005【总页数】6页(P655-659,664)【关键词】汽轮机;扭叶片;叶顶间隙;泄漏流;通道涡【作者】杨静;杨松【作者单位】长春工程学院;长春工程学院【正文语种】中文【中图分类】TQ051.21为了提高汽轮机通流部分的流动效率，汽轮机的叶片大部分都采用了扭叶片，以适应气动参数沿叶高变化的情况，有效减小冲角并满足汽轮机级的性能要求。

但由于叶顶间隙的存在，叶顶的泄漏流体依然会与通道主流流体掺混，干扰叶栅通道内的正常稳定流动，造成主蒸汽做功能力降低，影响汽轮机的运行效率。

因此有必要了解叶顶泄漏流在扭叶片叶栅通道内的流动状态，从而更好地控制顶部的泄漏流动、降低泄漏损失和掺混损失。

近年来，国内外学者围绕叶顶间隙泄漏及其对叶栅流道内的影响进行了一系列理论和试验研究[1～7]，基本揭示了泄漏流动产生的机理和泄漏涡的发展规律。

在扭叶片的研究方面，隋永枫等采用人工神经网络和遗传算法对汽轮机低压级扭叶片进行三维优化设计，优化后有效改善了次末级叶根处的流动分离，降低了流道损失[8]。

曹丽华等分析了叶顶间隙泄漏流动对叶顶静压、湍动能和叶片表面压力系数等参数的影响[9]。

胡鹏飞等分析几种不同叶顶间隙下叶顶泄漏流动的规律[10]。

Filippo Rubechini等通过数值模拟的方法寻求中压缸通流部分整体优化策略，提出一种能够兼顾级间相互影响的斜置静叶与扭转动叶相结合的优化方案，对提高汽轮机级效率有一定的借鉴意义[11]。

轴流式涡轮机动叶片的叶顶间隙对其气动性能影响

轴流式涡轮机动叶片的叶顶间隙对其气动性能影响汪永阳;杜礼明;李成;李文娇【摘要】采用数值方法对不同叶顶间隙下某型号船用轴流式涡轮机的气动性能进行了对比分析.结果表明,叶顶间隙对喷嘴环前缘的压力分布和涡轮内的温度分布影响明显,过小和过大的叶顶间隙都会导致喷嘴环前缘高压力区的产生,并导致涡轮内局部高温度区域扩大;随着叶顶间隙的增大,喷嘴环后缘底部、吸力面及叶顶间隙内局部高熵区随之增大,燃气能量损失增大.【期刊名称】《大连交通大学学报》【年(卷),期】2015(036)004【总页数】4页(P37-40)【关键词】轴流式涡轮机;叶顶间隙;气动性能;流动损失【作者】汪永阳;杜礼明;李成;李文娇【作者单位】大连交通大学交通运输工程学院,辽宁大连116028;大连交通大学交通运输工程学院,辽宁大连116028;大连交通大学交通运输工程学院,辽宁大连116028;大连交通大学交通运输工程学院,辽宁大连116028【正文语种】中文【中图分类】A涡轮机械中，在叶轮动叶叶顶和壁端之间留有尺度很小的间隙以避免摩擦，该间隙过小，将可能导致叶轮叶片刮碰轮缘，严重时会引发叶轮叶片折断等重大事故;该间隙过大，则会引起间隙流动损失过大，影响涡轮机级性能［1］.不仅如此，轴流涡轮机的压力和温度与叶顶间隙也有直接关系.因此，叶顶间隙尺寸的大小是关系到涡轮机性能的一个重要因素［2-4］.Wiseman［5］指出，对于高压涡轮的叶顶间隙而言，叶顶间隙的大小每增加0.254mm，其燃油消耗率将近似增加1%，并且排气温度随之增加10℃.美国的GE公司也对相关型号的发动机进行过研究和分析，指出涡轮叶片的叶顶间隙所引起的耗油率的损失约占总损失的67%［6］.20世纪70年代开始，美国宇航局研究中心等研究机构都先后在叶顶间隙控制的不同领域开展了大量试验工作，所取得的成果已在多种发动机中得到应用.国内在此方面也取得了一些成果，如岂兴明等［7］利用有限元分析软件分析了某型高压涡轮叶顶间隙在不同工况下随时间的变化.漆文凯等［8］采用数值分析法分析了涡轮叶顶间隙的变化规律.目前，国内外关于叶顶间隙影响压气机性能的研究较多，但对其影响涡轮机气动性能的研究还较少.本文采用数值方法研究在涡轮机整级环境下叶轮叶顶间隙的大小对该涡轮机性能及其内部流动损失的影响，并分析产生影响的原因，藉此为高性能涡轮机的优化设计提供参考.1.1 仿真模型研究对象为某船用燃气式轴流涡轮机.仿真模型包括燃气进气壳、喷嘴环、叶轮和叶轮罩，喷嘴环和叶轮的数目分别为24和45，其叶轮半径为182.161 9mm，喷嘴环叶片叶高为42.35 mm.其中，叶轮顶端与轮缘之间存在一定间隙.本文主要就是研究这种间隙对涡轮参数性能的影响，研究中设置了三种叶顶间隙，分别是0.5 mm，0.96mm和1.44 mm.除叶顶间隙不同外，各模型中其他结构和边界条件均相同，图1为该轴流式涡轮的几何模型.1.2 数值方法与网格划分采用NUMECA的FINE/Turbo求解定常三维RANS方程，选取理想气体为流动介质，湍流模型选用Spalart-Allmaras一方程模型，离散格式采用二阶Jameson中心格式，并采用四阶时间推进方法结合当地时间步长和多重网格技术加快求解速度，转静子交界面采用域平均方法进行处理.网格模型的建立采用结构化网格，首先在AUTOGRID5模块中自动生成实体网格，然后在B2B网状拓扑控制中调节网格点，以消除负网格和重叠性网格.网格拓扑结构为SKIN型，各排叶片壁面采用的是O型网格，其余的采用H型网格.最小正交角度大于5°，最大延展比小于10，网格最大网格长宽比满足要求.为防止气流扰动，适当延长涡轮进出口长度.该轴流式涡轮机的进口边界设置为进口速度方向、流量和总温，由于大多数的涡轮机的出口直接与大气相连，故出口的边界设置为给定出口静压.轮盘、叶片表面等固体壁面为绝热边界条件，叶轮区域为周期性边界条件.涡轮机在额定工况即转速为25 956 r/min，质量流量为4.0kg/s运行，涡轮入口温度为935 K，入口端气体压力为276 552 Pa.2.1 性能参数对比表1为涡轮机在额定工况运行时三种叶顶间隙下级性能相关参数对比.由表可知，叶顶间隙对膨胀比的影响很小，而对涡轮机的效率影响不可忽略，间隙为0.96mm的效率比间隙0.5mm的稍高0.2%，比间隙1.44mm的高1.06%.为进一步分析不同间隙对涡轮机内部流场的影响，有必要通过对比叶顶间隙及整个级环境内部相关流场的温度、压力以及熵值分布和流体的速度分布情况.2.2 性能对比图2所示为不同叶顶间隙对涡轮内温度的影响，由于对其他部位影响不明显，故只放大图中黑圈处，图3～图5中同此处理，不再赘述.高温气体流经喷嘴环到达叶轮叶顶间隙后，整个涡轮级环境的温度有所下降，但高温气体流过间隙时，由于气体与壁端之间摩擦加剧及气流膨胀等因素的影响，间隙内局部温度发生变化.叶顶间隙由0.5mm增至0.96mm时，间隙内高温区域有收窄趋势，而当叶顶间隙由0.96 mm增至1.44 mm时，间隙内高温区域明显增宽.对于叶轮机械而言，相同入口条件下内部局部温度过高将导致涡轮机的机械性能及使用寿命下降.图3为喷嘴环前缘局部压力分布的对比.由于叶顶间隙不同，高温气体在从涡轮进口经过喷嘴环叶片流向叶轮，气流最先流经喷嘴环前缘，持续的高温气流撞击导致了喷嘴环前缘的压力较大;叶顶间隙不同，流经此处时气体的流速也不同，喷嘴环前缘的高压力区域因此也有所不同.从该图可知，当叶顶间隙由0.5mm增大到0.96mm时，喷嘴前缘的高压力集中区消失，而当叶顶间隙由0.96mm增大到1.44mm时，局部高压分布区又重新出现.表明，叶顶间隙过小和过大都会导致喷嘴环前缘高压力区的产生，不利于涡轮机的安全运行.2.3 间隙对喷嘴环局部流场流动损失的影响图4为三种叶顶间隙下喷嘴后缘底部及喷嘴环吸力面的局部熵值分布.从图中可知，0.5 mm间隙和0.96mm间隙时，喷嘴环吸力面的高熵值区面积较小，表明燃气能量损失较小;而气流流经1.44mm间隙时，喷嘴环吸力面局部高熵值区域面积明显比0.5 mm和0.96mm间隙大，表明此处气流能量损失较大.可见，喷嘴环局部流场流动损失随着叶顶间隙的增大而增大.2.4 间隙处流场流动损失图5为不同叶顶间隙内熵值的分布情况.当叶顶间隙由0.5 mm增大到0.96 mm 时，间隙内高熵值区域面积相差不大，但间隙为0.96 mm时次高熵值区明显较宽;当叶顶间隙增至1.44 mm时，间隙内高熵值区域面积明显增宽.由此可知，随着叶顶间隙增大，间隙内高熵值区域逐渐变大，造成叶顶间隙内的流动损失增大.由于叶顶间隙相对于叶高很小，故研究中选择接近叶顶的98%叶高处的截面.结果表明，三种间隙下气流在叶轮前缘及叶轮吸力面前端都出现了一定程度上的回流和漩涡流动，且当气流离开叶轮时在叶轮后缘处出现较大的回流，由于高温高压的气体具有粘性，使得气流之间的相互作用加剧，导致气流能量发生损失.采用数值方法研究了轴流式涡轮机在额定工况下叶顶间隙对涡轮机性能及其内部流动损失的影响，结果表明，表明叶顶间隙对涡轮机级性能的影响比较明显，具体表现为:(1)叶顶间隙的大小直接影响着喷嘴环前缘压力的分布，过小和过大的叶顶间隙都会导致喷嘴环前缘高压力区的产生，不利于涡轮机的安全运行;(2)叶顶间隙对涡轮内的温度分布影响较明显，过小和过大的叶顶间隙都会导致涡轮内局部高温度区的产生;(3)随着叶顶间隙的增大，喷嘴环后缘底部、喷嘴环吸力面局部及叶顶间隙内高熵区随之增大，燃气能量损失增大.［1］梁开洪，张克危，许丽.轴流泵叶顶间隙流动的计算流体动力学分析［J］.华中科技大学学报:自然科学版，2004，32(9):36-38.［2］王正明，贾希诚，王嘉炜.不同间隙条件下的叶顶区流动［J］.工程热物理学报，2003，24(2):228-230.［3］STEVEN R W，ROBORT A D.Redesign of a 12-stage axial-flow compressor usingmultistage CFD［D］.ASME paper，2001-GT-0351. ［4］MANSOUR M，HINGORANL S，DONG Y.A new multistage axial compressor designed with the APNASA multistage CFD code:Part1-application to a new compressor design［D］.ASME paper，2001-GT-0350. ［5］WISEMAN，M W，GUO T.An investigation of life extending control techniques for gas turbine engines［C］// Proceedings of the American Control Conference，Arlington，Virginia，2001.［6］OLSSON W J，MARTIN R L.B747/JT9D flight loads and their effect on engine running clearances and performance deterioration［R］.Nacelle Aerodynamic and Inertial Loads(NAIL)/JT9D Jet Engine Diagnostics Programs，NASACR-165573，1982.［7］岂兴明，朴英，矫津毅.高压涡轮叶顶间隙变化的数值分析［J］.吉林大学学报(工学版)，2009，39(1):33-37.［8］漆文凯，陈伟.某型航空发动机高压涡轮叶尖间隙数值分析［J］.南京航空航天大学学报，2003，35(1):63-67.。

可调向心涡轮导叶叶顶间隙及其调节方法的研究

可调向心涡轮导叶叶顶间隙及其调节方法的研究作者：侯红娟王磊磊李延昭来源：《海峡科技与产业》2017年第04期摘要：可调向心涡轮的导叶展弦比较小，且存在两个叶顶间隙，间隙泄漏流对涡轮气动性能产生影响。

本文通过某涡轮增压器用可调向心涡轮导叶间隙泄漏流的研究，发现叶顶间隙使涡轮气动性能下降的规律，并据此展开分析，揭示了导叶叶顶间隙变化根本原因。

并针对该问题提出一种采用相对简单的弹簧和止推机构实现导叶间隙自动调节的方法关键词：涡轮；喷嘴环；间隙；调节0 引言涡轮增压器具有提高内燃机动力性、燃油经济性及减少排放污染等优点，被广泛用于内燃机领域[1]。

传统向心涡轮并不能保持在全工况范围内高效运行，因此促使可变几何涡轮增压器的兴起[2]。

可变几何涡轮增压器在涡轮端增加可调导叶，通过导叶开度的调节达到满足更宽工况的要求，并能够满足更高标准的排放法规要求。

但可变几何涡轮增压器采用的可调导叶展弦比较小，且存在两个叶顶间隙。

而过多的间隙泄漏流将对涡轮性能产生较大影响，使涡轮级气动性能下降、转子叶片可靠性降低等问题[3]。

因此，有必要开展关于导叶间隙泄漏流对可调涡轮影响的研究。

相关文献中也提到一些可调向心涡轮预测方法并演化，用于辅助可调向心涡轮的设计及性能评估[4，5]。

本文根据某一型号涡轮增压器，采用数值模拟的方法研究了可调向心涡轮导叶间隙变化对压气机性能的影响，并设计一种用于导叶间隙的调整的有效方法。

1 数值模型研究对象为某型号涡轮增压器的可调向心涡轮，数值模型只包括导流叶片和混流涡轮转子。

数值模型建立采用NUMECA软件中的AUTOGRID完成，计算网格拓扑结构为O4H型，各排叶片壁面采用O型网格环绕，其余采用H型网格，相邻通道间采用匹配型连接方式。

对于网格质量，其正交性、延展比和长宽比均满足规范。

另外，采用单通道定常计算方法测试网格无关性，结果显示所用网格数满足研究需要。

2 可调向心涡轮导叶间隙的设计原理可调向心涡轮被应用到废气涡轮增压器上，通过调节导叶的开度，来提高涡轮的瞬态响应能力。

涡轮叶顶间隙内部流动的数值研究

力分布，引起叶片顶部载荷不稳定。
用分块网格，隙区域为独立蝶形网格，用三重网间采
格方法加速收敛。壁面采用绝热，滑移边界条件。无湍流模型采用Ｓａｒ—Ａｌａａ模型，ｐｌｔｌｒａｍｓ网格数达１１７９７进口边界条件与试验相同，用轴向进４２，采
２７
２计算结果分析
２１间隙内流场、压分布．静
流体在叶片压力面与吸力面静压差作用下加速通过间隙，间隙内叶顶压力面附近出现叶顶分离在涡，出间隙以后，流受主流及切向负压力梯度作用而沿着径向往下移动，时在叶片吸力面附面层径向同上移的作用下而卷起形成间隙涡。
械效率下降。Ｓｈｕｔｌｊ为在小型高压涡轮中，ｃａｂｅａＮ认间隙流动引起的流动损失占动叶流动损失的４％，５
占涡轮级流动损失的３％。ＢｏｔｌＪ为１ＯｏｔｅａＥ认ｈ％相对间隙高度会造成１一２％％主流流量通过间隙形
采用圆柱坐标下的雷诺平均Ｎｖｒ－ｔｅ方程，ａｉ－Ｓｋｓｅ－ｏ采
用有限体积中心离散方法，间项离散采用二阶迎空
风格式，间离散采用四阶Ｒｎｅｕｔ，时ｕｇ —Ｋｔａ法网格采
面的静压差作用下通过该间隙，成间隙流动。通形过间隙的流体没有经历膨胀减压过程，具有较高的温度及总压，高速通过间隙，并改变叶顶的温度及压

10kW冲压空气涡轮叶片的气动设计与数值模拟

10kW冲压空气涡轮叶片的气动设计与数值模拟肖云峰;周秀博;张志莲;吕涛;付国华【摘要】基于Wilson理论方法,采用MATLAB编程仿真软件作为优化工具,对冲压空气叶片进行设计,计算出冲压空气涡轮叶片24个截面处的弦长和安装角,通过多项式拟合进行修正,利用SolidWorks三维实体建模.运用NUMECA对模型进行数值模拟,分析不同安装角和风速下其输出功率,得到5种安装角下风速-输出功率的曲线图,并分析了设计工况下的叶片静压分布,以及不同叶高处的速度矢量图.【期刊名称】《风机技术》【年(卷),期】2017(059)006【总页数】5页(P22-26)【关键词】冲压空气涡轮;Wilson理论;叶片优化设计;NUMECA软件;数值模拟【作者】肖云峰;周秀博;张志莲;吕涛;付国华【作者单位】北京石油化工学院机电工程学院;北京化工大学机电工程学院机械工程学院;北京石油化工学院机电工程学院;北京石油化工学院机电工程学院;中国中轻国际工程有限公司【正文语种】中文【中图分类】TK47;V43民航飞机的发展是全世界关注的重点，安全性是飞机飞行最基础的要求，因此民航规定“飞机必须设计成在所有发动机都失效的情况下仍可操纵”[1]，冲压空气涡轮（Ram Air Turbine，简称RAT）作为应急动力装置，可以确保飞机顺利返航着陆。

RAT核心部件——叶片，可将来流空气的动能转换为机械能，因此探讨叶片设计成为冲压空气涡轮研究的重要内容，但商用RAT的研制和生产已经被国外公司垄断，鲜有RAT叶片设计方面的论文，所以，深入研究RAT叶片设计方法具有重要意义[2-8]。

为了探究RAT的设计方法，综合对比螺旋桨和水平轴风力涡轮，选择风力机的相关设计理论。

风力机的设计已经十分成熟[9]，图解法、Glauert设计法、Wilson设计法等等，笔者采用Wilson设计理论，采用MATLAB编程仿真软件作为优化工具，计算出冲压空气涡轮叶片的弦长和安装角，三维实体建模得到模型。

PD000713 涡轮叶尖间隙计算实现方法与结果分析

建立有限元分析模型时 " 轮盘和机匣作为轴对称问题处理 " 材料为各向同性 & 叶片按三维问题处理 "材料按各向异性考虑 &仅分析叶片根部截面以上的部分 " 将榫槽与榫头简化并一同放入轮盘的结构中 % 其他计算条件及有限元模型可参见文献#$% %
&’( 旋转盘腔的换热边界条件
对于旋转盘腔中的换热条件 " 忽略源流区的存在 "应用紊流能量积分方程#)%’
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轮盘径向位移占总位移的百分比 2M
式中 #- 为叶片的轴向宽度 %)* 为机匣的内径 %),为叶片顶部到涡轮轴心的高度 %($ 为燃气雷诺数 %.& 为燃气普朗特数 &
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间隙和进口边界层厚度对跨音速涡轮叶顶流动换热特性影响的数值研究

间隙和进口边界层厚度对跨音速涡轮叶顶流动换热特性影响的数值研究杜昆;宋立明;李军【摘要】Numerical investigations on the flow and heat transfer characteristics of the transonic turbine blade tip using the three-dimen-sional Reynolds-Averaged Navier-Stokes( RANS) and standard k-ωturbulent model based on the CFD software ANSYS-CFX was pres-ented.The effect of the tip gap and inlet boundary layer thickness on the heat transfer characteristics of the transonic turbine blade tip was conducted.The numerical results show that averaged heat transfer coefficient on the blade tip at transonic condition is greater than that at subsonic case and the region near the blade leading edge obtains great heat transfer coefficient and the high heat transfer coeffi-cient region near the reattachment line moves towards pressure side for the transonic flow condition by comparison of the subsonic case with same total inlet temperature and outlet pressure.The influence of tip gap on the blade tip averaged heat transfer coefficient is limit-ed, but areas of the high heat transfer coefficient region near reattachment line and the low heat transfer coefficient region near suction side expands with the increase of blade tip gap.The endwall boundary layer thickness has little influence on the blade tip heat transfer performance, but noticeable impact is observed for the heat transfer coefficient of the blade suction side surface.With thicker inlet boundary layer, tip leakage vortex is weaker and more attached to thesuction-side surface by the force of secondary flow, so the area near the separation line attains high heat transfer coefficient.%采用求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes( RANS)和标准k-ω紊流模型的方法数值研究了跨音速流动条件下涡轮叶片顶部的流动传热特性,分别研究了跨音速流动条件下叶顶间隙高度及进口边界层厚度对叶顶流动换热特性的影响. 研究结果表明:在气流进口总温及出口静压一定时,跨音速流动时叶顶平均换热系数远大于亚音速流动,跨音速流动时叶片前缘附近存在高换热系数区且再附着线附近的高换热系数区靠近压力面侧. 在跨音速流动条件下,叶顶间隙高度对叶顶平均换热系数影响较小,但随着叶顶间隙高度的增大压力面侧分离线附近的高换热系数区和吸力面侧附近的低换热系数区面积均增大. 进口边界层厚度对叶顶换热影响很小,但对吸力面侧换热有一定影响. 进口边界层厚度较大时,叶顶间隙泄漏较小而横向二次流强度较大同时泄漏涡在二次流的挤压下更加靠近吸力面侧,最终分离线附近产生高换热系数区.【期刊名称】《燃气轮机技术》【年(卷),期】2015(028)004【总页数】7页(P22-27,72)【关键词】跨音速叶片;叶顶间隙;传热特性;进口边界层;数值模拟【作者】杜昆;宋立明;李军【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院,西安 710049;西安交通大学能源与动力工程学院,西安 710049;西安交通大学能源与动力工程学院,西安 710049;先进航空发动机协同创新中心,北京 100191【正文语种】中文【中图分类】V231.1高温燃气在涡轮动叶与机匣间隙的泄漏流动导致叶顶区域流动存在很强的换热系数，使得叶顶承受很高的热负荷，因此对冷却系统的设计提出了更高的要求。

转子对高压涡轮叶尖间隙变化规律的影响

转子对高压涡轮叶尖间隙变化规律的影响贾丙辉;张小栋;任新宇【摘要】基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,初步分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型.在此基础上,分别仿真计算转速变化和发动机起动过程瞬态温度下转子的径向变化,讨论了转子在飞行器机动飞行情况下的振动幅值对叶尖间隙的影响.结果表明,转子振动幅值和径向位移对叶尖间隙变化有重要作用.%Based on the preliminary analysis of the change mechanism of the turbine blade tip clearance, the simplified model of blade, rotor and casing is established. The radial changes of rotor that bring by rotate speed and engine start transient state temperature is simulated. And the effect of rotor vibration amplitude of aero-craft in-flight maneuver state is discussed. The results show that vibration amplitude and radial displacement of rotor have a great effect on the turbine tip clearance.【期刊名称】《振动、测试与诊断》【年(卷),期】2012(032)003【总页数】5页(P488-492)【关键词】叶尖间隙;高压涡轮;仿真分析;转子振动【作者】贾丙辉;张小栋;任新宇【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;深圳市传感器重点实验室,深圳,518060;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;深圳市传感器重点实验室,深圳,518060;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;深圳市传感器重点实验室,深圳,518060【正文语种】中文【中图分类】V231.9;TH113引言近年来,现代飞机对高机动性能的要求不断提高,为了提高发动机的性能,就要尽可能地减小叶尖间隙,解决其对叶尖间隙的动态精密测量和在线监测的相关问题。

某型航空发动机高压涡轮叶尖间隙数值分析

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涡轮动叶叶顶间隙泄漏控制及结构优化研究

涡轮动叶叶顶间隙泄漏控制及结构优化研究发布时间：2021-12-23T08:32:20.060Z 来源：《防护工程》2021年27期作者：周逃林[导读] 随着航空发动机推重比不断增大和大功率燃气轮机结构紧凑化的发展趋势，涡轮动叶叶片载荷不断提高，由此导致叶顶间隙泄漏流动增强，进而使动叶气动损失增大。

国营长虹机械厂广西桂林 541002摘要：随着航空发动机推重比不断增大和大功率燃气轮机结构紧凑化的发展趋势，涡轮动叶叶片载荷不断提高，由此导致叶顶间隙泄漏流动增强，进而使动叶气动损失增大。

针对这一问题，采用风洞试验和数值模拟方法，研究不同叶顶结构涡轮叶栅的间隙泄漏流动特征，在此基础上，开展叶顶结构优化，并分析优化叶顶对泄漏流和叶栅性能的影响机理。

研究旨在控制叶顶间隙泄漏以提高叶栅与涡轮效率。

关键词：涡轮动叶；叶顶间隙；泄漏；优化一、带翼型冠涡轮级性能和动叶旋转效应的数值研究1.1 概述研究揭示了翼型冠对叶栅性能的改善机制，并发现密封齿能进一步提升翼型冠的间隙泄漏控制能力。

但是，这些研究结果都是基于涡轮平面叶栅获得，翼型冠在涡轮实际运行时的间隙泄漏控制效果需要进一步研究验证。

所以，本章的研究对象为不同动叶叶顶结构的LISA 1.5级涡轮，通过开展基于贴体网格的数值模拟(BCFD)，分析各叶顶结构对涡轮动叶气动损失以及涡轮级效率的影响规律。

此外，为了进一步与静止的平面叶栅相对比，基于LISA1.5级涡轮的环形动叶栅，采用BCFD方法研究动叶旋转和机匣旋转对平顶和翼型冠叶栅内部涡系结构和损失影响的异同。

两项研究都为分析在涡轮动叶实际旋转工作条件下，翼型冠叶顶对涡轮气动性能的作用机制。

1.2翼型冠对涡轮级性能的影响研究 1.2.1 研究算例1)研究算例在平面叶栅中，叶顶结构型线都位于二维平面上。

但在涡轮级中，动叶叶顶表面和机匣下表面为圆柱面，因此，需要各叶顶的环形结构。

基于LISA 1.5级涡轮，生成的平顶(Flat)、整冠(Full Shroud,FS)、全周小翼(Double-side winglet, DSW)以及翼型冠(Winglet-shroud,WS)型线。

涡轮增压器规格参数之AR值、Bar值、Lag值、叶缘间隙、Trim值

涡轮增压器规格参数之AR值、Bar值、Lag值、叶缘间隙、Trim值随着国内汽车改装的发展，一些改装发烧友开始追求技术的进步，学习汽车改装知识，自己搭配最合适的改装方案。

目前涡轮增压车型快要成为出厂标配，老款不带T的车型就显得有些out了，本期我们就介绍一下涡轮增压器的一些技术规格，帮助哪些想要改装涡轮的车友。

“A/R 值”是压气机壳体（Compressor Housing）及涡轮壳体（Turbine Housing）的几何特性数字。

A（Area）指压气机壳体的出风口（或涡轮壳体入风口）对应以上中心点所在的横截面积。

R （Radius）为涡轮轴承中心到压气机出风口（或涡轮进风口）横截面（涡轮半径线绕360 度一圆周后）中心点的距离。

A、R两者的比例即为A/R 值。

A/R值分为压气A/R值、涡轮A/R值。

一般而言压气A/R值大，较适合低增压涡轮使用，而压气A/R 值小，较适合高增压涡轮使用，但相对而言压气端A/R 值的大小变化对涡轮性能的影响较小。

排气端的涡轮A/R 值对于涡轮性能就显得非常重要了。

A/R 值越小，即排废气的流速较高，涡轮在低转速区域的增压反应越快，涡轮迟滞减低，涡轮也就能在较低的转速区域取得较高的增压。

但同时A/R 值越小，加大了排气背压，高转速废气流量不足，使高转马力输出有限。

相对的，A/R 值越大，涡轮在低转速域的增压反应便越差，但尽管引擎的低转速增压难以上升，不过在高转速区域却可以产生更大的动力，高转高出力的倾向相当明确。

一般的混搭增压器（Hybrid Turbine）都在既定的压气A/R 值压气机壳体上选用不同的涡轮壳体进行搭配。

总而言之，A/R 值（涡轮A/R 值）小属于低速扭力型涡轮，而A/R 值大则是高转大出力涡轮。

增压值（俗称Bar 值）是影响引擎动力的重要参数之一，它指的是涡轮压气端送入引擎中的空气压力，也就是说压进发动机的空气总量的大小。

增压值一般以kg/cm2、Bar 或是Psi 为单位（涡轮压力表一般以Bar 为单位）。

叶冠齿数和齿顶间隙对涡轮气动性能的影响

叶冠齿数和齿顶间隙对涡轮气动性能的影响应银生;马石【摘要】通过数值方法对某1.5级带冠涡轮的流场进行研究,对比分析了不同叶冠齿数和齿顶间隙对涡轮气动性能的影响.研究结果表明,泄漏流与主流掺混后形成一个涡流区,改变了叶栅上半通道的流场结构,使得顶部流体以负攻角进入下级静叶,造成攻角损失,改变了下级静叶的气动性能.同时发现间隙相对于齿数对涡轮气动性能的影响程度更为显著,间隙相同,齿数从1增加到4时,涡轮效率增加0.75％;齿数相同,间隙从2mm减小到0.5mm时,涡轮效率增加1.82％.【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2016(000)001【总页数】5页(P128-131,135)【关键词】叶冠;齿数;间隙;气动性能;涡轮效率【作者】应银生;马石【作者单位】江南造船集团责任有限公司,上海201913;海军工程大学动力工程学院,武汉430033【正文语种】中文涡轮叶片带冠结构设计可以减小泄漏流量，从而减小泄漏流对主流带来的影响。

国外，Denton[1]首先研究了叶片带冠设计对涡轮气动性能的影响，建立了叶顶间隙泄漏流动损失模型和相关经验公式。

Bohn[2]和Rosic[3] 研究了叶冠上篦齿形状对气动性能的影响。

Zimmermann[4]总结了篦齿封严泄漏流量的计算公式。

Nirmalande[5]经过试验分析了叶顶间隙大小和叶冠形状对涡轮气动损失的影响。

国内，吴丁毅[6]通过试验得出了篦齿宽度和齿顶间隙比对涡轮流场的影响。

鄢景[7]应用数值模拟方法分析了某型燃气轮机涡轮无冠和有冠顶部时间隙泄漏涡和通道涡流动结构。

李钰洁[8]对比分析了不同叶顶间隙下间隙流的流场，揭示了间隙流对叶片不同截面压力分布影响的规律。

黄晓光[9]和刘高文[10]研究了影响叶顶间隙泄漏流的因素有篦齿结构﹑压比和转速，得出矩形凹槽宽深比是封严性能的重要参数，压比和转速对封严性能影响不大。

高杰[11]研究了泄漏流与主流掺混作用对下级静叶气动性能的影响，表明下级静叶产生攻角损失。

跨声速涡轮叶顶间隙流动传热特性的数值研究

跨声速涡轮叶顶间隙流动传热特性的数值研究杜昆;李军【摘要】针对叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动问题,采用求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和S-A湍流模型的方法研究了跨声速流动条件下涡轮叶片顶部的流动传热特性,同时计算分析了叶顶间隙高度和进口湍流强度对顶部流动换热特性的影响.研究结果表明:叶顶间隙为0.188％动叶高度(小间隙)时,间隙泄漏流为亚声速(0.3＜Ma＜0.8)并具有最大的叶顶换热系数;当叶顶间隙高度增大至0.75％动叶高度时,间隙泄漏流出现超声速流动(1.0＜Ma＜1.3),叶顶平均换热系数最小;随着间隙高度增大,超声速流动区域从尾缘向前缘扩展,顶部换热系数先减小后增大.叶顶间隙高度的增大使得马蹄涡向吸力面侧移动,从而改变叶顶前缘附近换热系数分布;泄漏流在间隙区域急剧加速使得湍流水平显著降低,而进口湍流强度变化对于叶顶换热影响很小,但进口湍流强度增大时叶顶前缘吸力面侧二次流减弱.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2016(050)004【总页数】6页(P147-152)【关键词】跨声速叶片;叶顶间隙;传热特性;进口湍流度;数值模拟【作者】杜昆;李军【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;先进航空发动机协同创新中心,100191,北京【正文语种】中文【中图分类】V231.1在现代燃气轮机中,叶顶附近的高温燃气在涡轮动叶顶部与机匣的间隙中形成高速泄漏流,从而导致动叶顶部承受很高的热负荷[1]。

叶顶间隙的高速泄漏流及复杂的流动状态使得叶顶区域的流动换热机理的研究一直是涡轮叶片流动换热领域的热点和难点[2]。

无围带结构的燃气轮机高压涡轮动叶顶部间隙泄漏流马赫数可以超过1.5,同时跨声速间隙泄漏流动对叶片顶部换热产生很大影响[3]。

考虑到实际中燃气轮机的安全运行的需要,本文利用数值方法来研究跨声速涡轮叶顶间隙处的流动和换热特性。

叶顶间隙对压气机气动性能影响的数值研究

叶顶间隙对压气机气动性能影响的数值研究罗响午;余又红;李钰洁【摘要】叶顶间隙影响着轴流式压气机性能的提高,通过三维定常数值模拟计算研究了压气机动叶顶部间隙尺寸对其总体性能、间隙流场参数以及流场损失分布的影响.研究发现:间隙尺寸增大对压气机总体性能影响显著,间隙尺寸的增大改变了动叶叶栅通道上部的流场结构,并影响该区域熵增分布,随着间隙增大该区域熵增变大,间隙较大时,该区域熵增速度加快,同时间隙尺寸的增大导致下一排静叶的进气条件恶化,使得压气机整级做功能力下降.所得结论可为压气机叶顶间隙高度控制提供理论参考.【期刊名称】《热力透平》【年(卷),期】2015(044)001【总页数】5页(P62-66)【关键词】轴流压气机;数值模拟;间隙涡;熵增【作者】罗响午;余又红;李钰洁【作者单位】海军工程大学动力工程学院,武汉430033;海军工程大学动力工程学院,武汉430033;海军工程大学动力工程学院,武汉430033【正文语种】中文【中图分类】TH45压气机转子内部间隙流动和主流相比，承受着更为强烈的逆向压力，主流与泄漏流以及二次流之间的相互作用共同导致了压气机内部流动呈现出复杂的三维非定常特性［1］。

目前，国内外学者通过实验和数值模拟的方法开展了一系列针对压气机转子间隙的研究。

Inoue等［2］以低速轴流压气机孤立转子为研究对象，通过实验结合数值模拟的方法研究发现，叶顶间隙涡的形成区域对应机匣内壁面低压区，间隙涡运行轨迹对应机匣内壁面静压斜槽，随着叶顶间隙的增大，叶顶间隙涡强度增大，其形成位置向下游移动。

Lakshimirayana等［3］对某单级轴流压气机叶顶间隙进行的实验研究发现，叶顶间隙涡的形成不仅仅是由叶顶间隙流和主流的掺混造成的，而且受到进口湍流度、环壁边界层厚度、转速、安装角、间隙高度、雷诺数、马赫数、叶片载荷和厚度等因素的影响。

Howard等［4］研究了多级环境下叶顶间隙变化对压气机整级性能的影响，结果显示上游叶顶间隙流的强弱直接影响着下游静叶的压力损失分布和变化趋势。

汽轮机叶片正弯对叶顶间隙泄漏流动影响的数值模拟

瓦了。
稳，但是在外界冲击等因素的干扰下会提前进入失稳状态。升速过程中，可倾瓦轴承内轴颈中心位置应该近似于直
线上抬。本台机组实测表明，在轴承顶隙较大等异常情况
下，可倾瓦轴颈中心位置变化可能会出现异常，从而使可倾瓦失去了其稳定性高的本性并进而导致失稳。因此，如果轴颈中心出现了较大的水平偏移，应该分析其原因并尽可能则
本文应用数值计算方法，究了在叶顶间隙高度均为研
泄漏流及泄漏涡的形成、发展及其对透平级性能的影响进行了研究。２０世纪８０年代初王仲奇提出的叶片弯扭联合气动成型理论，优化了叶轮机械内部流场，对控制叶栅通道内的横
向二次流和叶顶泄漏流起到了很好的作用。大量的实验研
Ｃｉｕ，ＨＡ０Ｃａｇ１，ＩＹｏｇＡ０Ｌ．ａＳｈｈｎ．ｉＬｎ
（ｏｔｅｓＤａＬｉｅｓｔｉｎ１２１Ｃｉａ）ＮｒａｔｉｎｉＵｎｖｒｉｈｙ，Ｊｌ３０２，ｈｎｉ
ＡｂｔａｔＴｉａｅｅｏｓａｎｍｅｃｔｄｎｌａａｅｆｗｗｉａｌｄｉｌａａｃｓｏｏｖｎｉｎｌｔｓｅｎｓｒｃ：ｈｓｐｐｒｒｐｔｕｒａｓｕｙｏｅｋｇｏｔｓｍｅｂａｅｔｃｅｒｎｅｆｃｎｅｔａｗｉｄａｄｉｌｌｈｐｏｔｐｓｔｅｃｒｅ— ｔｉｔｄｂａｅｉｉｈｐｅｓｒｔｇｆａｓｅｍｕｂｎ．Ｔｅｋ— ｓｔｒｕｅｃｄｌｉｄｐｅｏｉｖｕｖｉｗｓｅｌｄｎｈｇ — ｒｓｕｅｓａｅｏｔａｔｒｉｅｈｕｂｌｎｅｍｏｅｓａｏｔｄ．ａｄｎＳＭＰＥｒｈｔｓｕｅ．Ｔｅｒｓｌｈｗｓｔａｏａｉｇｗｉｈｏｖｎｉｎｌｗｉｔｄｂａｅ，ｈｏｉｖｕｖ — ｓＩＬＣａｉｍｅｉｉｓｄｈｅｕｔｓｏｔｃｍｐｒｔｔｅｃｎｅｔａｓｅｌｄｔｅｐｓｔｅｃｒｅｔ — ｔｃｓｈｎｈｏｔｉｗｉｔｄｂａｅｉｒｖｓｔｅｌｗｓｒｓｕｅｏｔａｆｏｎｂａｅｔｒａａｄｒｄｃｓｔｅｃｏｓｓｒｓｕｅｇａｉｎｅｗｅｎｅｌｄｍｐｏｅｈｏｅｔｐｅｓｒｆｓｍｗｉｌｄｉａｅｎｅｕｅｈｒｓｗｉｅｐｅｓｒｒｄｅｔｔｅｅｌｐｂｐｅｓｒｉｅａｄｓｃｉｎｓｄ．Ｔｅｉｆｅｃｃｐｎｉｔｒａｃｎｃａｎｌｆｗｏａａｅｖ￣ｅｏｍｅｅｒｓｃｉｎｒｓｕｅｓｄｎｕｔｉｅｈｎｌｎｅｓｏｅａｄｄｓｂｎｅｏｈｎｅｏｆｅｋｇｏｘｆｒｄｎａｕｔｏｕｕｌｌｏｓｄｆｔｅｐｓｔｅｃｒｅｔｉｔｄｂａｅｏｔａｆｗｓｗｅｋｒｔａｈｏｖｎｉｎｌｔｉｔｄｂａｅ ”Ｃ”一ｐｒｓｕｅｉｅｏｏｉｖｕｖ —ｗｓｌｄｆｓｅｍｏｉｈｉｅｌａｅｈｎｔｅｃｎｅｔａｗｓｅｌｄ．ｏｔｅｐｅｓｒｙｄｓｒｕｉｎｗｉｈｉｏｉｖａｉｌｐｅｓｒａｉｎｎｂａｅｔｎｅａｉｅｒｄａｒｓｕｅｇａｉｎｎｂａｅｒｏｓｉｔｉｔｈｃｓｐｓｔｅｒｄａｒｓｕｅｇｄｅｔｉｌｄｉａｄｎｇｔａｉｌｐｅｓｒｄｅｔｉｌｄｏｔｉｂｏｉｒｐｖｒｆｒｅｎｐｅｓｒｉｅａｄｓｃｉｎｓｄｆｔｅｐｓｔｅｃｒｅｔｉｔｄｂａｅｏｅｍｏｎｄｔｔｒｓｕｅｌｓｅｕｅｏｍｄｏｒｓｕｅｓｄｎｕｔｉｅｏｏｉｖｕ — ｓｌｄｆｔａｆｗ，ａｏａｐｅｓｒｓｉｒｄｃｄｏｈｉｖｗｅｓｌｌｏｓｎａｅｂａｅｕｐｒｈｏｉｖｕｅ—ｔｉｔｄｂａｅｒｄｃｓｌａａｅｌｓｆｔｌａａｃｎｘｎｓｅｃｓａｅｅｒｔｌｄｐｅ．Ｔｅｐｓｉｅｃｒｈｔｖｗｓｌｄｅｕｅｋｇｓｏｐｃｅｒｎｅａｄｍｉｉｇｌｓｉｔａｃｄｅｅｏｉｏｎ１）２００－３１０－８（０２０－１９０５

叶顶间隙旋涡空化数值计算模型与流动机理研究共3篇

叶顶间隙旋涡空化数值计算模型与流动机理研究共3篇叶顶间隙旋涡空化数值计算模型与流动机理研究1叶顶间隙旋涡空化数值计算模型与流动机理研究叶顶间隙是燃气轮机中重要的结构之一，其作用是防止高温燃气泄漏到轴承室，影响轴承的使用寿命和性能。

然而，在高压涡轮和低压涡轮之间的叶顶间隙区域内，由于旋涡和剪切流的作用，容易发生空气空化现象，使得机组效率降低，燃气轮机的可靠性和安全性受到威胁。

为此，本文利用计算流体力学的数值方法对叶顶间隙旋涡空化现象进行了研究，并提出了一种新的数值模型来模拟叶顶间隙旋涡空化流动机理。

该模型基于Navier-Stokes方程组和k-ω SST涡流模型，采用颗粒追踪技术和动态网格技术，能够更广泛地描述叶顶间隙区域内的流动细节和精细结构。

数值模拟结果表明，当燃气轮机运行在高负荷时，叶顶间隙旋涡空化现象比较严重，其空化率可以达到5%以上。

主要原因是由于高速气流与叶片边缘的非线性相互作用，产生了一些不稳定的涡旋结构，引发了局部压力降低和气体空化现象。

此外，还发现叶顶间隙区域内的流动分布十分复杂，存在多种二次流和三次流现象，而且随着运行工况和叶片结构的不同，叶顶间隙区域内的流动结构和特性也会有所变化。

通过对叶顶间隙旋涡空化现象的数值模拟研究，可以更好地理解叶顶间隙区域内的流动机理和结构特性，为优化燃气轮机的设计和运行提供理论依据和技术支持。

此外，还可以为其他流体机械设备的研究和应用提供有益经验和参考本文采用计算流体力学的数值方法研究了叶顶间隙旋涡空化现象，并提出了一种新的数值模型。

数值模拟结果表明，叶顶间隙旋涡空化现象是燃气轮机效率降低和安全性受到威胁的重要原因之一。

通过更深入地理解叶顶间隙区域内的流动机理和结构特性，可以为优化燃气轮机的设计和运行提供理论依据和技术支持，为其他流体机械设备的研究和应用提供有益经验和参考叶顶间隙旋涡空化数值计算模型与流动机理研究2叶顶间隙旋涡空化数值计算模型与流动机理研究随着现代工业与技术的快速发展，流体力学研究变得越来越重要。

压气机叶顶间隙流动结构的研究

压气机叶顶间隙流动结构的研究
在压气机中动叶叶顶与机匣之间存在一定的间隙,称之为叶顶间隙。

流体通过间隙会产生泄漏流动,叶顶泄漏流动是压气机内各种流动的重要组成部分,也是压气机内损失产生的重要组成部分,叶顶间隙的泄漏流动不仅增加了叶顶附近的载荷,降低压气机效率,严重时还会堵塞流道,引起喘振,降低压气机的稳定工作范围,所以研究压气机叶顶间隙流动的结构具有重要意义。

本文以
NACA64-A905压气机叶型为基础建立三维数值计算模型,研究了不同间隙大小对压气机叶顶间隙流动结构的影响,对τ=1%c(c为叶片弦长)、τ=2%c和τ=4%c三种不同叶顶间隙大小的叶栅流场进行数值模拟计算,模拟了间隙高度τ=2%c、攻角从-2°至30°变化的压气机叶栅通道的流动情况,对压气机动叶叶顶间隙泄漏流进行非定常数值计算,通过FFT处理得到间隙流的频谱关系,最后通过动力学模态分解方法(DMD)对压气机叶栅出口截面的速度场进行模态分析。

结果表明随着间隙的增大,叶顶间隙内泄漏涡强度增强,流场的总体损失增加;叶片处于过失速状态时,其附面层的分离状态沿叶高方向是不同的,泄漏涡会抵抗叶片顶部区域附面层分离,而通道涡有促进叶片根部附面层分离的作用,所以沿叶高方向分离逐渐减弱,且随着攻角的增大,叶片根部分离现象更明显;泄漏涡脱落频率为1818Hz,且表现出周期性非定常波动,通过动力学模态分解方法得到不同特征值对应的相应模态,零阶模态代表一个稳态的涡的空间结构,一阶模态代表一个震荡的涡的空间结构,二阶模态代表两个震荡的相互影响的涡的空间结构,此三个模态与FFT前三阶频率相对应。