叶尖间隙对转子叶片颤振特性的影响
1000MW机组叶片冲蚀补焊引发低压转子振动问题的分析及处理
第39卷,总第230期2021年11月,第6期《节能技术》ENERGY CONSERVATION TECHNOLOGYVol.39,Sum.No.230Nov.2021,No.6 1000MW机组叶片冲蚀补焊引发低压转子振动问题的分析及处理李明成1,姜连轶2(1.大唐东营发电有限公司,山东 东营 257200;2.大唐东北电力试验研究院有限公司,吉林 长春 130051)摘 要:大容量火电机组在调峰过程中,时常由于动、静间隙消失引起振动故障,同时低负荷运行会引起叶片加重的冲蚀现象。
然而现有处理方案往往采用补焊工艺,容易出现质量分布不均的问题。
对此,本文针对补焊工艺后低压转子在一阶临界转速及定转速时分别出现的振动问题,进行了原因分析,分别对低压Ⅰ、Ⅱ转子进行重新配重。
通过在不同工况下的测试结果表明,机组振动明显改善。
本文为大容量机组深度调峰可能出现的低压转子振动问题的准确诊断及快速治理提供了参考经验。
关键词:汽轮发电机组;低压转子;叶片补焊;动平衡中图分类号:TM621 文献标识码:A 文章编号:1002-6339(2021)06-0524-03Analysis and Treatment of Low-pressure Rotor Vibration Failure Caused by Blade Erosion Repair Welding of1000MW UnitLI Ming-cheng1,JIANG Lian-yi2(1.Datang Dongying Power Generation Co.,Ltd.,Dongying257200,China;2.Datang Northeast Electric Power Test&Research Institute,Changchun130051,China)Abstract:In the process of peak shaving of large-capacity thermal power units,blade failures are often caused by the disappearance of the dynamic and static gaps.At the same time,low-load operation will increase blade erosion.However,existing treatment schemes often use repair welding processes,which are prone to uneven quality distribution.In this regard,this article focuses on the vibration problems of the low-pressure rotor at the first-order critical speed and the fixed speed after the repair welding process.After a dynamic balance analysis,the low-pressureⅠandⅡrevolutions are re-weighted. The test results under different working conditions show that the vibration phenomenon of the unit has been significantly improved.This article provides a reference experience for the accurate diagnosis and rapid management of low-pressure rotor vibration problems that may occur in deep peak shaving of large-capacity units.Key words:turbine generator set;low-pressure rotor;repair welding;dynamic balance收稿日期 2021-01-20 修订稿日期 2021-02-11作者简介:李明成(1970~),男,本科,高级工程师,研究方向为电力系统控制。
叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响
第25卷第3期2010年3月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.25No.3Mar.2010文章编号:100028055(2010)0320565206叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响殷明霞,冀国锋,桂幸民(北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191)摘 要:为研究微小型离心压气机在不同叶尖间隙下的性能变化,对某高速跨声离心压气机进行了带间隙的三维黏性流场数值模拟,详细分析了在不同的间隙情况下压气机内部流场特征和性能变化趋势.结果表明,随着叶尖间隙增大,叶轮流道内泄漏流动的强度明显增强,导致叶轮的增压能力下降,效率降低,以至于压气机整级压比、效率和流量都有所下降,压气机的稳定裕度也受到了明显的影响.关 键 词:离心压气机;叶尖间隙流动;稳定裕度;数值模拟中图分类号:V23113 文献标识码:A收稿日期:2009202217;修订日期:2009205204作者简介:殷明霞(1974-),女,山东五莲人,博士生,主要从事叶轮机方面的研究.Influence of tip clearance flow on performance ofone micro centrif ugal compressorYIN Ming 2xia ,J I Guo 2feng ,GU I Xing 2min(School of J et Prop ulsion ,Beijing U niversity of Aeronautics and Astronautics ,Beijing 100191,China )Abstract :In order to research t he effect s of different clearance widt hs of small cent rif u 2gal compressor ,a high speed cent rif ugal compressor was investigated by numerical simula 2tion.The result s show t hat ,t he leakage flow is st rengt hened wit h t he increase of gap widt h ,leading to decrease of impeller ’pressurizatio n capacity and efficiency.Thereafter ,t he stage pressure ratio ,efficiency and flow rate decrease correspondingly ,and t he stable margin of compressor is affected significantly.K ey w ords :cent rif ugal comp ressor ;tip clearance flow ;stable margin ;numerical simulation 随着离心压气机在微小型动力装置上的广泛应用,对于离心压气机的研究工作也逐渐深入.由于开式、半开式离心压气机具有较高叶尖切线速度、较好的强度性能,以及较强的做功能力,于是被较多采用.但是,叶尖间隙的存在,间隙泄漏流动对离心叶轮内部的流动结构、能量输运与掺混,做功能力,以及稳定工作裕度都有着重要的影响[1].这些影响,在高速、跨声的微小型压气机中,表现的更为突出.在更高效率和更宽工作裕度的应用需求下,对叶尖间隙流动的深入研究就更加重要了.国内外的研究人员对压气机叶尖间隙复杂流动进行了较多的研究工作[227],对于半开式离心叶轮内的流动现象,也积累宝贵的实验研究成果[829],对于微小型离心压气机,结构尺寸的缩小,叶尖间隙流动的复杂性,增加了实验研究的难度和局限性,在计算流体动力学和计算机仿真技术的不断发展和成熟的现阶段,数值模拟已经成为研究叶轮机械内部复杂流动的主要手段和有效的工具,被越来越多的工程设计人员所认识并接受.本文以一个应用在微小型涡轮发动机上的高速离心压气机级为研究对象,采用数值模拟方法,考察叶尖间隙泄漏流动对主流区的流场结构以及压气机性能的影响,进一步加深对跨声离心压气机内部流动结构以及间隙效应的认识.航 空 动 力 学 报第25卷1 研究对象及数值方法本文研究的高速微小型离心压气机,由离心叶轮、径向扩压器和轴向扩压器组成,其中离心叶轮(IM )带分流叶片为7+7片,径向扩压器(DR )叶片为15片,轴向扩压器(DA )叶片为30片.离心叶轮的基本参数是:叶轮转速为108000r/min ,进口直径为63mm ,出口直径为8714mm ,叶轮出口宽度为615mm.使用IGG/Auto Grid 网格生成器生成计算网格,通道内均采用H 型网格,叶轮的网格数目为41×(25+25)×161(径向×周向×轴向),对叶尖间隙的处理采用分块网格方法,间隙部分采用蝶形网格,沿展向设定网格数为9,任何间隙情况均采用相同的网格密度,计算过程中,保持叶轮的几何不变,仅仅改变叶尖间隙的尺寸.另外,径向扩压器网格数目为33×41×133(H 型网格);轴向扩压器网格数目为33×41×129(H 型网格).离心压气机的示意图、计算流道以及计算网格如图1～图4所示.图1 离心压气机示意图Fig 11 Sketch of thecompressor图2 离心压气机计算流道Fig 12 Sketch of the flow path数值模拟使用FIN E TM /TU RBO 软件,求解三维定常雷诺平均的Navier 2Stokes (N 2S )方程,空间离散格式为中心差分格式,湍流模型选择Spalart 2Allmaras 一方程模型,进口给定总温总图3 离心压气机级计算网格Fig 13 Sketch of the computedmesh图4 叶尖间隙蝶形网格示意图Fig 14 Sketch of the gap mesh压、轴向进气,出口给定机匣处的静压,其他径向位置处静压由径向平衡方程得到,固壁边界条件为绝热、无滑移边界条件.所有间隙的数值模拟,都采用了相同的边界条件以及相同的转速.2 数值模拟结果及分析211 叶尖均匀间隙计算结果分析设置叶轮进口与出口为均匀间隙,选取间隙值分别为011,012mm 和013mm.通过改变出口背压,模拟压气机的运行状态,得到压气机的工作特性线.图5为不同间隙情况下得到的压气机叶轮的整级特性,图6为对应的压气机整级特性.图中曲线说明的意思是进口间隙值2出口间隙值.由图5可以看出,随着叶轮间隙的增大,叶轮内的增压能力受其影响而降低,总压比随之下降,绝热效率明显降低,导致整级性能下降,同时,压气机的工作裕度也有了一定程度的减小.另外,压气机的流通能力随着间隙的增加也有所减弱,特性线向坐标轴的左下方移动.这充分说明,叶尖间隙泄漏流动,影响了离心叶轮的性能,进而影响到压气机的整级性能.665 第3期殷明霞等:叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响图5 均匀间隙下离心叶轮特性Fig 15 Impeller performances with different clearancewidths图6 均匀间隙下离心压气机特性Fig 16 Compressor stage performances with different clearance widths 表1列出了所有算例在相同出口背压330kPa 的典型工况下,压气机的性能参数.总体变化规律是,当相对间隙由1154%增加至3108%,压气机的总压比下降了115%,级效率下降了0178%;当相对间隙由3108%增加到4162%,总压比下降了0126%,级效率下降了0196%.另外,流量也有不同程度的减小,压气机整级的工作裕度减小了11%.通过参数对比可以充分说明,叶尖间隙对压气机性能的影响作用是很显著的,在结构允许的条件下,尽可能地缩小叶尖间隙也是压气机设计人员的目标.接下来将对这一典型工况下,各个算例的流动特点进行分析.212 不同间隙情况下叶轮内流动分析在图7给出的均匀间隙情况下叶轮子午流面相对马赫数分布图中可以看到,由于叶尖间隙潜流的影响,在叶轮流道里近机匣区存在着一个明显的低马赫数区域,而且随着叶尖间隙的增加,该区域范围明显扩大,大范围的低马赫数区将带来较大的流动损失,并且影响叶轮的做功能力.表1 不同间隙相同背压工况点的压气机性能参数T able 1 Performance parameters under the same outlet pressure with different clearance widths间隙设置/mm 间隙/叶轮出口宽度/%进口流量/(kg/s )级压比级效率011201111540153083152000169350012201231080151323146710168810013201341620149093145800168150图8是三种间隙情况下98%叶高S 1流面的相对马赫数分布.从中可以清晰地观察到,一道斜激波自主叶片吸力面发出,受到间隙泄漏流动的高速冲击干扰,激波结构向下游凹曲,激波弯曲变形.随着叶尖间隙的增加,泄漏流动的强度也随之增强,并削弱了前缘激波的强度,同时激波的位置略有前移.气流通过激波之后在主叶片吸力面与分流叶片压力面之间,形成一个低速区,其主要是激波与泄漏流动相互作用的结果,随着间隙由765航 空 动 力 学 报第25卷011mm增加至013mm ,泄漏流动更加加强,与激波的相互作用也更加强烈,使得该低速区的范围逐渐向远离主叶片吸力面的方向扩展,影响范围明显扩大,而泄漏流与激波的相互干涉则是造成叶尖高损失的主要原因.当气流流动至叶轮近出口位置,流道内充满低速区,造成较大的总压损失,这很可能是间隙泄漏流动与叶轮下游的回流共同造成的[5],而随着间隙的增加,气流分离区域有所扩大,说明气流的分离状况更加严重.图7 不同间隙下叶轮子午面相对马赫数分布对比Fig 17 Relative Mach number distribution of impeller onmeridional plane with different clearance widths在叶轮流道内,沿流动方向定义了A ,B ,C 三个S 3分析截面,每个截面都是取自三维计算网格的网格面,基本与流道内主流方向垂直,其在流道中的几何位置是:A 截面位于分流叶片的前缘,也是主叶片40%弦长位置处;B 截面位于主叶片60%弦长位置处;C 截面位于主叶片90%弦长位置处.图9给出了三种间隙情况下三个截面的相对马赫数等值线分布图.图中各截面的左侧为主叶片的压力面,右侧是主叶片的吸力面,中间是分流叶片.图8 不同间隙下98%叶高S 1流面相对马赫数分布Fig 18 Relative Mach number distribution of impellertip region with different clearance widths865 第3期殷明霞等:叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响由图9可见:A截面,011mm间隙时流场没有明显的分流区,随着间隙增加到012mm和013mm时,主叶片吸力面与分流叶片压力面之间,近机匣位置已经出现了较小的分离区,但是间隙泄漏流动还没有影响到叶轮通道内的主流.B截面,叶尖间隙潜流对流场的作用已经表现出来.泄漏涡主要是由叶片间隙附近吸、压力面以及机匣边界层中的低能流体形成的,在马赫数等值线分布中,将有一个低马赫数区域与之相对应.从图示可以看到,各个间隙情况下,分流叶片吸力面一侧都出现了很明显的泄漏涡,造成很大图9 不同间隙下叶轮各截面相对马赫数分布Fig19 Relative Mach number distribution on differentchord sections of impeller withdifferent clearance widths965航 空 动 力 学 报第25卷的流动损失;而随着间隙的增加,泄漏流动的影响区也有所扩大,已经占据了叶轮流道近1/3的区域.C截面,接近叶轮出口,间隙泄漏流动对主流的影响作用更加增强,表现为在主叶片吸力面一侧和分流叶片吸力面一侧都出现了很明显的泄漏涡,同时泄漏流动沿周向向主叶片的压力面方向移动,形成大面积的高损失区域.随着间隙的增加,泄漏流的强度也随之增强,表现为分流叶片吸力面一侧的分离区域明显扩大,同时泄漏流动影响范围沿径向已经扩展到了叶轮流道一半以上的区域,对主流流动产生了强烈的恶化作用,严重影响了叶轮的做功能力和增压能力.以上流动现象的分析说明,泄漏涡在流动过程中逐渐向远离吸力面的方向移动,泄漏流动的影响范围随着叶尖间隙的增加而扩大.3 结 论为了研究离心压气机叶尖间隙流动的流动特点,本文采用数值模拟的方法,研究了在三种均匀间隙情况下,离心压气机性能的变化,以及叶轮内部间隙流动特点,得到以下结论:1)叶轮流道内泄漏流动的强度与造成的流动损失,与间隙的大小相关,间隙越大,泄漏流动的强度越大,带来的损失也越大,导致叶轮的增压能力下降,绝热效率降低,进而使得压气机整级性能下降,稳定工作裕度变窄;2)随着间隙的增大,泄漏流动的强度增加,激波与泄漏流动相互作用也随之增强,激波更加扭曲变形,并向前缘方向移动;3)叶尖相对间隙由1154%增加至4162%,压气机总压比下降了1176%,级效率下降了1174%,压气机工作裕度缩小了11%,所以,在结构条件允许的情况下,应该尽可能减小叶尖间隙.参考文献:[1] Dring R P,Johslyn H D,Hardin L.An investigation of axi2al compressor rotor aerodynamics[J].ASME Journal ofEngineering for Power,1982,104(1):84296.[2] Dring R P,Johslyn H D.An investigation of axial compres2sor rotor aerodynamics[J].ASME Journal of Engineeringfor Power,1982,104(1):84296.[3] Ibaraki S,Mat suo T,Kuma H,et al.Aerodynamics of atransonic centrifugal compressor impeller[J].ASME Jour2nal of Turbomachinary,2003,125(1):3462351.[4] 敬荣强,李泯江,桂幸民.高负荷跨音压气机叶尖间隙流动的数值分析与比较[J].航空动力学报,2003,18(6):8272831.J IN G Rongqiang,L I Minjiang,GU I Xingmin.Numerical a2nalysis and comparison of t he tip2clearance flow of a high2loading t ransonic compressor[J].Journal of AerospacePower,2003,18(6):82728311(in Chinese)[5] 邓宝洋,桂幸民,袁巍,等.高负荷跨音压气机转子的间隙效应[J].北京航空航天大学学报,2002,28(4):3872390.DEN G Baoyang,GU I Xingmin,YUAN Wei,et al.Experi2mental investigation on high2loading transonic compressorrotor[J].Journal of Beijing University of Aeronautics andAstronautics,2002,28(4):38723901(in Chinese)[6] 李晓娟,桂幸民.风扇/增压级带间隙三维粘性流场数值模拟[J].北京航空航天大学学报,2006,32(1):427.L I Xiaojuan,GU I Xingmin.Numerical simulation of t hreedimension viscous flow of fan/compressor wit h tip clear2ance[J].Journal of Beijing University of Aeronautics andAstronautics,2006,32(1):4271(in Chinese)[7] 彭森,杨策.离心压气机叶尖间隙泄漏流动数值研究[J].工程热物理学报,2005,26(6):9352937.PEN G Sen,YAN G Ce.Numerical simulation of centrifugalcompressor wit h tip clearance[J].Journal of EngineeringThermophysics,2005,26(6):93529371(in Chinese)[8] Skoch G J.Experimental investigation of cent rifugal com2pressor stabilization techniques[J].ASME Journal of Tur2bomachinery,2003,125:7042713.[9] Schleer M,Song S J,Abhari R S.Clearance effect s on t heonset of instability in a centrifugal compressor[J].ASMEJournal of Turbomachinery,2008,130:1211.075。
航空发动机转子叶尖间隙及同心度变化规律研究
航空发动机转子叶尖间隙及同心度变化规律研究张龙;韩鹏卓;刘忠奎;周笑阳【摘要】航空发动机转子叶尖间隙及同心度是影响发动机性能和安全的重要参数.组建了一套电容法测试系统,并成功用于发动机风扇转子叶尖间隙及同心度测量.通过分析测量数据,得到了发动机风扇转子叶尖间隙及同心度随转速和时间的变化规律.结果表明:慢车以下状态时,转速升高,转子叶尖间隙减小,转子向下偏移;慢车以上状态时,转速升高,转子叶尖间隙减小,转子向上偏移;最大状态时,部分测点存在较大叶尖间隙,同心度均不为零.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2017(030)001【总页数】4页(P44-47)【关键词】航空发动机;转子;叶尖间隙;同心度;电容法;测试系统【作者】张龙;韩鹏卓;刘忠奎;周笑阳【作者单位】中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V231.3随着气动设计与试验方法的不断改进，航空发动机已发展到一个很高的技术水平，压气机和涡轮效率可分别达到86%、90%以上[1]。
要进一步提高压气机和涡轮效率，除注重气流参数选择外，还应提高发动机结构设计水平，在保证安全的前提下尽可能减小转子叶尖间隙及同心度。
国外在发动机转子叶尖间隙测试技术的应用，及如何减小转子叶尖间隙方面做了大量研究。
CFM国际公司在开始研制CFM56发动机时，就努力缩小转子的叶尖间隙及同心度而又使其摩擦最小[2]。
美国GE公司研制了一种小型不冷却测试装置，可在运转条件下测量高压涡轮转子叶尖间隙及同心度。
目前，美、欧主要发动机公司已逐步将叶尖间隙传感器作为发动机的一部分，以便给叶尖间隙主动控制提供更经济、便捷、准确的数值基础[3]。
国内在转子叶尖间隙及同心度对发动机性能影响计算方面的研究十分广泛[4-8]，但转子叶尖间隙测试技术的应用方面研究却很少[9-11]。
叶尖片削对压气机转子强度振动影响研究
1.叶尖片削控制参数根据压气机转子叶片的结构特点以及工作原理，叶尖片削由吸力面叶型轮廓线向压力面或者压力面向吸力面偏置一定距离形成。
叶尖片削控制参数主要由剩余叶尖厚2.强度振动计算模型本文选取某型压气机第1级转子为计算模型。
第1级叶片盘材料为常用钛合金，材料性能数据如表2所示。
采用商业有限元计算软件Workbench 对表1中的5种叶尖收稿日期：2022-10-25作者简介：朱银方（1984—），男，湖北十堰人，硕士研究生，高级工程师，研究方向：航空发动机压气机设计。
叶尖片削对压气机转子强度振动影响研究朱银方 劳贤豪 黎 琨（中国航发湖南动力机械研究所，中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室，湖南株洲 412002）摘 要：统计结果显示，振动问题在航空发动机的故障中占比很高，而压气机转子叶片振动故障，在发动机使用过程中时有发生，且危害性较大。
因此，在设计过程中应采取有效措施避免振动问题，提升航空发动机质量，提高航空发动机寿命。
在压气机结构设计中，常通过改变叶型来调整频率裕度，需要在性能分析与强度振动计算之间来回迭代，费时费力。
基于上述情况，本文提出了一种调整叶片频率的方法——叶尖片削，即在转子叶尖切去部分叶型，可以实现快速调频。
以某型压气机第1级叶片盘为例，分析了不同尺叶尖片削图1 CFM56压气机转子叶尖片削示意图叶尖片削图2 LEAP-1B压气机转子叶尖片削示意图系，循环对称面施加循环对称约束。
3.强度振动计算3.1振动计算对第1级叶片盘叶片进行了振动特性计算，结果如表3所示，本文计算主要考虑了叶片气动载荷、离心载荷和温度载荷。
第1～6次叶片频率随着叶尖片削深度变化规律如图4所示，结构1、2的共振频率裕度如表4和表5所示，可以看出：（1）随着叶尖片削深度的增加，叶片各阶次频率均不图3 压气机转子叶尖片削控制参数图4 叶片频率随参数b的变化规律结构1312.51298.9 1.5850.423结构2314.32299.8 1.5520.42结构3328.93296.4 1.5230.418结构4322.47294.9 1.4980.416结构5312.14293.3 1.4810.416图7 某型压气机流量压比特性图8 某型压气机流量效率特性5.结论本文以某型压气机为例，从振动、强度以及压气机性能等方面，分析了叶尖片削参数影响变化规律，可以看出：（1）转子叶尖片削对叶根最大当量应力、盘心最大当量应力以及叶尖变形影响较小；（2）转子叶尖片削对叶片振动特性有较大的影响。
浅析航空发动机叶片振动的影响
浅析航空发动机叶片振动的影响摘要航空发动机因为其工作环境的特殊性，对于叶片有着较高的要求。
在文中则主要是针对航空发动机叶片振动及频率测量展开分析，以期可以为航空发动机的设计提供借鉴。
关键词航空发动机；叶片；振动航空发动机是一项追求极限的系统工程，涉及材料、力学、热学等物理方面的理论。
随着现代发动机技术突飞猛进的发展，作为发动机核心部件的压气机压比被设计的越来越高，为了满足发动机整体的大推重比要求，对压气机的效率的要求也越来越高。
压气机工况极其复杂，复杂的工况主要对压气机叶片性能产生消极影响。
压气机转子叶片需要在高负荷、高转速、高振动的环境下工作。
复杂的工作环境造成压气机叶片疲劳失效故障的原因多样化，这一直是世界航空发动机研究者重点研究的方向。
通过对航空发动机压气机叶片失效的分析表明，导致压气机叶片失效的因素很多，颤振引起的失效是叶片故障的主要因素。
航空发动机颤振的机理以及错频装配技术已经获得了广泛深入的研究。
但面对复杂的错频装配工艺技术约束条件，航空发动机主机装配单位的叶片排频装配技术还很薄弱，尤其是面对批产机型的压气机装配，传统的依靠人力装配已经显得效率过于低下压气机转子叶片的装配已经成为整机装配的重要影响因素，所以全新依托于计算机技术手段并应用于装配生的压气机叶片排频技术研究意义更显重大。
1 叶片排频技术应用意义叶片排频技术通过对待装配叶片按照每个叶片的固有频率和质量，遵循装配工艺技术条件进行装配，达到叶片在频率上实现错频，在质量矩上达到平衡，防止发动机产生颤振的方法研究。
我国某型涡喷发动机通过对压气机转子装配工艺进行叶片排频技术改进，在长时间使用过程中，减少了发动机颤振的发生。
航空发动机领域的学者得出结论，航空发动机转子叶片按照频率差和静质量矩进行优化排序对于减小叶片装配造成的不平衡量以及防止发动机颤振具有积极的意义。
目前国内的叶片排频技术主要是基于单纯的计算机算法进行研究，比如：组合优化方法、一般遗传算法、混合遗传算法等。
叶顶间隙对转子流场的影响
浙江理工大学本科毕业设计（论文）开题报告NASA转子37定常流场数值模拟张颖艳机械设计制造及其自动化06（2）班B063601041选题的背景与意义压气机的叶顶存在着叶顶间隙。
间隙内的流动非常复杂，它作为叶片顶部区域的主要流动现象，对压气机的系统性能和稳定性具有显著的影响。
因此，对它的研究一直是叶轮机械气动研究领域的热点问题之一。
1.1背景与意义叶轮机械的气动性能和效率取决于通流部分的能量损失。
叶顶间隙流作为叶片顶部区域的主要流动现象，它和压气机的性能和稳定性密切相关。
压气机内部流场存在任何一点压力，密度，速度都不随时间变化的定常流动和任何一点压力，密度，速度有一个随时间变化的非定常流动（也叫时变流动）。
叶轮机械内部流场的研究，其目的是采取有效的措施，减小叶栅的气动损失，改善叶轮的力学性能，从而推动叶轮机械的发展[1]。
面对理论和实验方法的困难，数值模拟方法成为较为完整地提供流场信息的主要研究途径。
数值模拟是以电子计算机为手段，通过模型建立，条件设定和图像显示的方法，将现实问题转化为虚拟模型的现代研究手段。
目前，研究人员普遍运用CFD软件对压气机内部流场进行数值模拟分析。
通过数值分析能更真实地反映实验难以确定的流场特性，变工况特性等因素造成的影响。
所以，先进的高性能叶轮机械设计对流场数值模拟的依赖性也越来越大。
1.2国内外研究现状和发展趋势叶顶间隙流作为叶片顶部区域的主要流动现象，它和压气机的性能和稳定性密切相关。
自20世纪50年代以来，压气机叶顶间隙流的研究一直都备受叶轮机械气动研究领域的关注。
1.2.1国内研究现状对于压气机叶顶间隙流的研究，早些时候就有很多人研究。
而近几年，由于信息技术和计算手段的不断发展，国内越来越多的研究人员参与到该领域的研究中，取得的成果备受关注。
在叶顶间隙对压气机性能方面的研究，刘长胜，刘瑞涛，秦国良，孙玉山等人对两个不同的半开始离心压气机叶轮进行不同间隙下的三维粘性流场分析。
【实用帖】叶片不平衡导致机组振动？这样检测与纠正！
【实用帖】叶片不平衡导致机组振动？这样检测与纠正！风电机组叶片不平衡主要包括质量不平衡和气动不平衡两方面，无论是哪种不平衡都会给机组带来摆幅很大的振动，危害其寿命和安全。
如发现风电机组振动过大，应及时查找振动起因，采取专业的设备，准确测量，采用科学的方法及时纠正，以消除机组振动，保证其可靠运行。
叶片不平衡危害一、振动过大在实际运行中叶片不平衡往往会造成风电机组振动过大，包括机舱沿风向振动、机舱横向振动、机舱扭转方向振动等。
振动会造成明显的齿轮箱前后窜动、机舱左右强烈摇晃、偏航制动位置窜动，严重的会在偏航处发出强烈的噪音，损坏机舱内部件。
通过仿真对比正常运行的和单支叶片质量不平衡的风电机组，可以看出塔顶机舱振动加速度幅值明显加大。
从图1可以看出，风电机组正常运行（三支叶片平衡）时，塔顶机舱前后振动方向振动加速度和机舱横向振动加速度振动幅值不超过0.3m/s2；将单支叶片附加一定重量，塔顶机舱前后振动方向振动加速度和机舱横向振动加速度振动幅值均明显超标，而机舱横向摆幅更大，幅值超过1.5m/s2。
图1 叶片质量不平衡引起机舱振动时域图二、载荷过大风电机组叶片不平衡运行必然造成载荷增大，超过标准设计值。
叶片不平衡导致传动链扭矩不平衡，将影响齿轮箱与轴承的寿命和强度。
不平衡带来的塔顶振动，影响塔筒的安全性。
叶片不平衡对叶片本身强度也有很大影响。
不平衡的问题严重或长期不处理，会影响风电机组可靠性，降低风电机组寿命。
通过仿真对比正常运行的和单支叶片质量不平衡的风电机组，可以得到风电机组各个部位的载荷普遍增大，比如偏航位置的倾覆力矩和偏航旋转力矩成倍增加。
图2 叶片质量不平衡对偏航处载荷影响在图2中，风电机组在恒定风速正常运行时，偏航中心风电机组的倾覆力矩稳定维持在800kNm左右，偏航旋转扭矩在—400kNm左右；一支叶片质量不平衡后，风电机组在恒定风速下，倾覆力矩波动很大，极限载荷也明显增加，偏航旋转的扭矩也大范围波动，对偏航减速器、偏航制动带来较大的交变载荷冲击。
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。
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流动受吸力面和压力面压差的 影响，流动方向垂直于主流 的泄漏流动。
C：掺混区
主泄漏流和通道泄漏流在此处 掺混，并且与通道激波相遇 ，发生强烈的涡波干涉。
进口 Vortex1 A
Vortex2 B C
通道内熵增图
进口
A B
C
叶尖部位流管
进口
通道内涡量尺度
进口
A B C 叶尖部位流线
2. 在叶片压力面上，局部负功C 出现在进口处，靠近进口激波 和主泄漏流产生的尾迹区域。 负功会抑制叶片振动。而局部 正功D位置可能来自上一页片 的通道泄漏流和主泄漏流。
2020/4/28
前缘
B A
吸力面功分布
前缘
C
D
压力面功分布
Vortex2 Shock
进口 Vortex1
吸力面
吸力面视角流动演化
进口
C B
A
进口
• A区为主流占主要影响的区域（主泄漏流） • B区为叶尖间隙泄漏流动区（通道泄漏流） • C区为泄漏涡区域（掺混区）
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叶尖尾缘 叶尖中部 叶尖尾缘
进口 进口
14
3.2 叶尖间隙对泄漏涡的影响
3.2.1泄漏涡运行轨迹
A：主泄漏流区
流动受到主流影响，泄漏流直 接向下游流动。
叶尖间隙0.62%span，吸力面（左）和压力面（右）
进口
进口
激波
叶尖间隙1.24%span，吸力面（左）和压力面（右） 2020/4/28
从左到右依次 叶尖间隙 0.62%span， 90%叶高、 70%叶高、 50%叶高叶片 通道压力分布
18
3.3 间隙对叶片表面压力的影响
压力面压力分布
吸力面压力分布 2020/4/28
2. 叶尖间隙对泄漏涡的影响
• 泄漏流分区及影响范围 • 间隙对泄漏流的影响
3. 叶尖间隙对叶片表面压力的影响
• 间隙对叶片表面压力的影响 • 时域和频域分析98%叶高压力分布
4. 叶尖间隙对颤振特性影响分析
• 能量法计算叶片表面局部功分布 • 不同相位气动阻尼对比
2020/4/28
泄漏涡 定常压力 非定常压力 局部气动功 气动阻尼
0%弦长 Ps Ss
33%弦长 Ps Ss
66%弦长 Ps Ss
3.2 叶尖间隙对泄漏涡的影响
A1
B2 C2 A2
B3
C3 A3
3.2.3叶尖间隙大小对泄
漏涡影响范围的分析：
1. 在小的间隙下，没有形成 泄漏涡或只是形成了强度 很弱的泄漏涡。
2. 在大的间隙下，泄漏涡为 射流-尾迹结构。
3. 叶尖间隙对压力面的影响
16043rpm 33.25kg/s
1.63 1.016mm
22 1.56
进口叶尖速度 进口叶尖马赫数
进口半径比 出口半径比 最长半径 最短半径
2.流体域网格
429.0m/s 1.38 0.375 0.478
16.16cm 12.85cm
网格点总数 流道径向层数 叶尖间隙径向层数
515603 73 19
2020/4/28
8
NASA Rotor67风扇转子算例
3.固体域网格
节点数 13833
单元数 8944
单元类型 六面体网格
转速（rpm） 一阶振动频率
16043
528.98Hz
4. 叶尖间隙取值范围
大小（mm）
0.25
0.5
0.75 1 (设计) 1.5
2
叶高%
0.15% 0.31% 0.46% 0.62% 0.93% 1.24%
20
3.4 叶尖间隙对颤振特性影响分析
能量法和流固耦合法 分别进行颤振计算
1. 能量法：给定叶片间 相位角和模态，可以 得到给定状态下叶片 表面功的分布。
2. 流固耦合法：给定模 态，可以同时计算出 不同振型和相位角下 的气动阻尼。
能量法计算模态位移曲线
流固耦合法计算模态位移曲线
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研究现状
冯毓诚等在跨音速压气机试验台上，对BF-1系列转子在两种不同叶尖间隙（ 1.6mm和0.5mm）下进行颤振实验的情况。由于二次流损失减少，气流激振 能量增加，使叶片失速颤振区范围扩大，颤振边界前移。
李克俭等探讨了压气机转子漏流涡与叶片气弹稳定性的相关性。结果表明， 漏流涡对叶片气弹稳定性影响较大，大涡量的漏流涡能抑制叶片颤振发生。
2. 当叶尖间隙由0.62%span增大到 1.24%span ， 形 成 的 泄 漏 涡 为 射 流-尾迹结构。通道激波和泄漏 涡位置发生明显的变化，通道形 成的射流使吸力面叶顶附近激波 强度减弱。
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压力面幅值
压力面相位
吸力面幅值
吸力面相位
不同间隙下98%叶高叶片表面压 力傅里叶变换（f=528.98Hz）
间隙对定常 压力的影响
间隙对叶表 非定常压力
的影响
间隙对叶片 表面局部气 动功的影响
叶尖间隙对 气动阻尼的
影响
泄漏涡 定常压力 非定常压力 局部气动功 气动阻尼
2020/4/28
6
二、研究内容和方案
算例模型： 1. NASA rotor67风扇转子（小型） 2. 某大型风扇转子
工具 1. 网格划分：IGG/AutoGrid5，
杨慧等重点辨别叶尖间隙对压气机叶片气弹稳定性的影响，实验发现，在叶 栅稳定性最差时，随着间隙从零增加到2.3%叶高，局部气动阻尼在90%～ 95%叶高处减少了大约45%。得出结论：不考虑叶尖间隙的数值模型可能会 给出过稳定的叶片颤振预测。
Fu，Wang等使用能量法和特征值法计算了五种不同间隙下压气机叶片气动弹 性稳定性的变化.随着间隙增大，叶片的气弹稳定性先变小，达到一个极小值 又会变大，存在一个最佳的叶尖间隙尺寸。
12
3.1 叶尖间隙对气动性能的影响
流量-效率图
流量-压比图
• 叶尖间隙增大，压气机转子最大效率下降，最大压比减小 • 选定对比的工作点为换算流量为0.95附近，采用给定背压的方法计算 • 流量相同，载荷大小相似
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3.2 叶尖间隙对泄漏涡的影响
间隙泄漏流动分区（叶尖间隙为0.62%叶高）
毕业论文汇报答辩
叶尖间隙对转子叶片颤振特性的影响
导师：郑赟 学生：杨俊
目 录
Ⅰ 研究背景 Ⅱ 研究内容和方案 Ⅲ rot67风扇计算总结 Ⅳ 某大型风扇计算总结 Ⅴ 结论与展望
2020/4/28
2
一、研究背景
叶片颤振：
• 弹性体叶片在气流中发生自激振动
颤振分类
• Ⅰ-亚/跨音速失速颤振 • Ⅱ-亚音堵塞颤振 • Ⅲ-超音非失速颤振 • Ⅳ-高反压超音颤振 • Ⅴ-超音失速颤振
MARC/ANSYSY 2. 前处理：HGPP程序 3. 求解流场：HGFS/HGFSP求解器 4. 后处理：HGPSTecplot 360
计算方法 能量法和流固耦合法
流固耦合法流程图
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7
NASA Rotor67风扇转子算例
1. rotor67风扇转子参数
设计转速 设计流量 设计压比 设计叶尖间隙 设计叶片数 展弦比
叶尖间隙为0.62%span
叶尖间隙为1.24%span 19
3.3 间隙对叶片表面压力的影响
间隙对叶表压力影响小结：
1. 当叶尖间隙由0.15%span增大到 0.62%span ， 没 有 形 成 泄 漏 涡 或 形成很弱的泄漏涡。随着间隙增 大，通道泄漏涡起始位置后移， 激波震荡强度增强；主泄漏流增 强，影响范围变大；涡波干涉区 激波位置向后移动，近叶尖附近 激波震荡强度增强。
22.2泄漏流影响范围
1. 主泄漏流区。影响范围在90%叶 高以上，60%弦长之前。
2. 通道泄漏流区。影响范围在90% 叶高以上，20%弦长之后。
3. 掺混区。影响范围在通道内30% 到70%弦长附近。
Ps Ss
B4
C4
Ps Ss
B1 A1
0%弦长通道内压力分布（左）和涡量尺度（右）
Ps Ss
B2 C2A2
100%弦长通道内压力分布（左）和涡量尺度（右） C5
33%弦长通道内压力分布（左）和涡量尺度（右）
Ps Ss
B3
C3 A3
133%弦长通道内压力分布（左）和涡量尺度（右） 2020/4/28
66%弦长通道内压力分布（左）和涡量尺度（右） 16
11
3.1 叶尖间隙对气动性能的影响
流量-效率图
流量-压比图
最大效率点在背压1.05附近，此时流量为33.792kg/s，效率为0.9077。 NASA实验测定堵塞流量为34.96kg/s，计算结果为34.63kg/s，比实验值略小。 以堵塞点流量为基准：换算流量=实际流量/堵塞点流量
2020//44//2288
0.15%span~1. 24%span间隙 下98%叶高 定常压力分布
不同间隙下 98%叶高叶片
表面 压力时空图
1. 进口主泄漏涡增强会 导致激波位置向后移 动，而通道泄漏流起
叶尖间隙为0.15%始spa位n 置向前移叶尖动间；隙为0.31%span
2. 激波震荡先增强后减 弱，涡波干涉作用增 强。
Peng等通过计算研究了多级轴流压气机转子叶片间隙和静子导叶叶片叶尖间 隙对颤振特性的影响。大的叶尖间隙产生的间隙流是颤振发生的诱导因素， 较大的叶尖间隙会降低气动弹性稳定性，使颤振特性变差
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5
二、研究内容和方案
叶尖间隙流 动及分区
泄漏流运行 轨迹及影响
范围
间隙对泄漏 流动的影响
弦长%