叶尖间隙对涡轮性能影响的计算与试验研究
叶顶凹槽肋条对涡轮转子叶尖泄漏流场的影响
叶顶凹槽肋条对涡轮转子叶尖泄漏流场的影响随着工业化和科技的不断发展，涡轮机作为一种重要的能量转换器，在能源、航空、船舶、发电等领域得到了广泛应用。
然而，由于涡轮叶尖处的泄漏，使得涡轮机效率降低、热量损失增加、叶轮表面热应力增大等问题日益凸显。
因此，研究涡轮叶尖泄漏的机理和控制方法已经成为涡轮机研究领域的一项重要研究内容。
叶顶凹槽肋条是一种常用的叶尖泄漏控制方法。
在涡轮转子叶尖区域，尤其是高压涡轮上，通常会设置一些凹槽和肋条，以破坏涡流的旋转结构，消耗能量，降低泄漏质量流率。
研究表明，叶顶凹槽肋条的设计和优化对于降低叶尖泄漏和提高涡轮机效率具有重要的影响。
本文将从以下几个方面介绍叶顶凹槽肋条对涡轮转子叶尖泄漏流场的影响：一、叶顶凹槽肋条的作用机理叶顶凹槽和肋条的作用机理主要有两个方面：一是能量损失；二是涡流结构的破坏和调整。
在高压涡轮中，常用的凹槽和肋条数目及尺寸的设计原则是，使得涡流在尽量短的路径上沿着凹槽或肋条产生旋涡流，从而消耗涡流动能，减小涡流动能对叶尖的影响。
此外，凹槽和肋条能够生成明显的横向涡，抑制轴向涡的产生，并从而调整涡流结构，减小涡流的高速区域，改变流场的动态特性，从而减小泄漏流量的大小。
二、叶顶凹槽肋条的设计原则在涡轮叶尖凹槽和肋条的设计中，需要考虑以下几个方面：1、凹槽和肋条的尺寸要与轮毂半径和楔形量匹配，以使涡流在其上产生对轮毂的阻挡作用，降低叶尖泄漏流速。
2、凹槽和肋条的宽度和深度对于流场的影响较大，通常是通过试验和数值模拟的方式进行优化。
3、凹槽和肋条的数量和间距需要平衡阻挡涡流的作用和阻挡流量增加的作用。
三、叶顶凹槽肋条对涡轮叶尖泄漏的影响研究表明，合理的叶顶凹槽和肋条设计可以有效地减小涡流尾迹的width和depth，从而减少叶尖泄漏的流体引起的磨损和热应力，提高涡轮机的效率。
在一些研究中，增加叶顶凹槽和肋条的数量和减小凹槽和肋条间距，对于涡轮机的性能提高和叶片表面的温度分布影响不大，而对于泄漏流的作用较大。
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。
叶顶间隙泄漏涡流及空化流场特性研究
叶顶间隙泄漏涡流及空化流场特性研究叶顶间隙泄漏流是轴流式水力机械中的典型流动现象,伴随丰富的涡流运动及涡空化现象,严重影响水力机械的安全稳定运行。
在旋涡与空化的相互作用下,涡空化的流动机理十分复杂。
本文采用数值模拟技术,开展间隙涡流及涡空化的计算方法及流场特性研究。
首先,以单一水翼为研究对象,分析了旋转与曲率修正的湍流模型对翼端间隙泄漏涡的适用性。
通过与SST k-ω模型对比,修正湍流生成项的SST-CC模型可以更准确获得下游泄漏涡的速度分布,与参考实验结果吻合。
获得了涡量和压力沿泄漏涡轨迹的变化规律,填补了实验中难以获得翼型附近涡流参数的空白。
SST-CC模型改善了泄漏涡空化的预测效果,但未能捕捉到更远下游的空化涡区域。
采用与旋转率和应变率比例相关的无量纲参数f*辨识涡旋强度,建立了ZGB空化模型中的凝结系数与f*的定量关系,形成可识别涡强度的VIZGB空化模型,实现了对下游远场涡空化的合理预测。
基于涡量输运方程,探讨了涡空化的流动机理。
其次,考虑间隙流场对几何特征的敏感性,研究了翼端形状、间隙宽度和翼型厚度的影响。
验证了圆角处理翼端边缘对抑制间隙分离涡的作用,新建符合转子叶顶几何特点的直角翼型,揭示了间隙分离涡的低压特征,发现分离涡导致泄漏量减少,分析了分离涡对泄漏涡的影响。
获得了沿涡轨迹不同位置处的涡强度Γ*随间隙宽度τ的变化曲线,表明不同宽度下最大涡强出现的位置不同。
新建符合轴流泵叶顶厚度设计的薄翼型,与原厚度翼型比较发现:当间隙绝对宽度值一定时,间隙泄漏量以及泄漏涡的轨迹和强度基本一致,分离涡在薄翼型中得到减弱。
最后,以轴流式推进泵为对象开展旋转机械的叶顶间隙流场研究。
在非空化条件下,采用SST-CC湍流模型的计算结果表明:随着流量增大,间隙泄漏涡的初生位置沿叶顶向下游移动,泄漏涡轨迹向叶片吸力面靠近;泄漏涡区域的压力脉动较强。
在空化条件下,采用VIZGB空化模型的计算结果表明:随着空化数降低,空化泄漏涡的初生位置沿叶顶向下游移动,泄漏涡与叶片夹角保持不变;叶顶空化现象导致泄漏流量减小,叶顶楔形空化末端区域的压力脉动较强。
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] 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叶尖间隙对高负荷风扇转子性能影响的数值研究
Ｎｕ ｅ ｉａ ｎ ｅ ｔｇ ｔｏ ｆＴｉ ｅ ｒ ｎ ｅＥｆｅ ｔ ｎ ｔ ｅ ｍ ｒｃ ｌＩ ｖ ｓｉ ａ ｉｎ ｏ ｐ Ｃｌａ ａ ｃ ｆ ｃｓ ｏ ｈ
Ｐｅ ｆ ｒ ａ ｅ ｏ ｇ ａ ｎ Ｒｏ ｏ ｒｏ ｍ ｎｃ ｆＨｉ ｈ Ｌｏ ｄ Ｆａ ｔ ｒ
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蒋永松等 ： 叶尖间隙对高负荷 风扇转子性 能影 响的数值研究
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行了计算 ， 转子叶尖间隙的取值 以试验测量值为准。 基于经济性的考虑， 同时为 了避免转／ 静子问参数传 递的影响， 本文以该单 级风扇 的独立转子为研究对 象， 分别考察 问隙为叶尖轴 向弦长 的 Ｏ ，．９ ％ ０ ３ ％，
１ 引 言
叶轮机械内部流动是工程 中最为复杂的流动之
一
型涡破裂和螺旋型涡破裂。 Ｆｒｋｗ ¨ 在研究 中发 现 ， 低 于 最 大 压 升 流 ｕｕａ ａ 在 量点的工作状态下 ， 转子叶尖泄漏流 内发生了泡型 涡的破裂 ， 并极大地改变了涡的 自 然结构 ； 涡的范围
。
由于转子叶尖问隙的存在 ， 在压力梯度的驱动
Ｊａ ｇ Ｙｏ ｇ ｏ ｇ Ｗａ ｇＹｏ ｇ ｉ Ｃ ｅ ａ ｓｉ ｉｎ ｎ ｓｎ ｎ ｎ ｍｅ ｈ ｎ Ｂ ｏｈ
（ｈｎａｇＡ ｒｅｇ ｅＲ ｓａｃ ｎｔｕｅ ｈｎａｇ１０ １ － ｈｎ ） Ｓｅｙｎ ｅ ｎｉ ｅｅｒｈＩｓｔｔ。Ｓｅｙｎ １０５ Ｃ ｉａ ｏ ｎ ｉ
ｏ ａ ａ ｅｆ ｗ，ｓ ｔ ｒｓｕ ｅｔ ｕ ｈ ｏ ｅ ｎｔｅｏ ｔｒｗ ｌ ｃ ｅ ａｅｅ ｌｒｅ ｉ ｈ ｎ ｒａ ｅｏ ｌａａ ｃ ｄ ｆｌ ｋ ｇ ｏ ｅ ｌ ｔ ｉ ｐｅｓ ｒ ｏ ｇ ｓｆｒ ｄ ｉ ｈ ｕｅ ａｌ ａ ｒ ｎａｇ ｄ ｗｔ ｔｅｉｃｅ ｆｃｅｒ ｅａ ａｃ ｒ ｍ ｓ ｈ ｓ ｎ ｎ ｂ ｃ ｐｅ ｓｒ ．Ｆ ｒｄｆ ｒｎ ｐｃｅ ｒｎ ｅ ，ｔｅｔ ｏ ｎ ａｙｌｙｒａｄ ｔｅ ｂ ａ ｄ ｗ ｆｔ ｅ ｋｇ ｏｔ ｅ ｌｙｄｆ ａ ｋ ｒｓｕｅ ｏ ｉｅｅｔｔ ｌａａ ｃ ｓ ｈ ｉ ｂ ｕ ｄ ｒ ａｅ ｒ ｋ ｏ ｎ ｏ ｐｌａ ａ ｅｖｒ ｃ ｓｐａ ｉ ｉ ｐ ｎ ｈ ｅ ｉ ｉ － ｆｒｎ ｏｅ ｎ ｒｔｒｓａ ． ｅ ｔ ｌｓｉ ｏｏ ｔｌ ｅ ｒ １ Ｋｅ ｒ ｓ ｅ ｋ ｇ ｏ ｙ ｗｏ ｄ ：ｌａ ａｅｆ ｗ｜ｆ ｏｏ ；ｐ ｒｏ ａｃ ｔ ｌａａ ｃ ｌ ｎ ａ ｒｔｒ ｅ ｆ ｒ ｎ ｅ； ｐｃｅ ｒｎ ｅ；ｎ ｅ ｃｌｓｍｕａｉｎ ｍ ｉ ｍ ｉ ｕ ｒ ａ ｉ ｌｔ ｏ
叶顶间隙对轴流风机性能影响的大涡模拟研究
Vol.60，2018,No.1Chinese Journal of Turbomachinery叶顶间隙对轴流风机性能影响的大涡模拟研究∗摘要：为了研究分析叶顶间隙对轴流式通风机性能的影响，分别对1mm、2mm 和4mm 的三种叶顶间隙建立了三维全流道作为计算域，采用大涡模拟方法对其三维全流场进行数值模拟，得到了轴流式通风机的效率和压升随流量的变化曲线，对比分析了不同的叶顶间隙对风机性能的影响，另外，得到了叶顶泄漏涡的强度和影响区域随着叶顶间隙的增大而增大。
关键词：轴流式风机；大涡模拟；泄漏涡中图分类号：TH432.1；TK05文章编号：1006-8155-(2018)01-0033-06文献标志码：ADOI：10.16492/j.fjjs.2018.01.0005Large-Eddy Simulation Study on Effect of Blade TipClearance on Performance of the Axial Flow FanCui-ru Tian Bao-kuan Li（School of Metallurgy Northeastern University ）Abstract：For analyzing the influence of tip clearance on the performance of axial flow fan,it is as the computational domain that three kinds of tip clearance physical model including 1mm,2mm,4mm are set up respectively and numerically simulated by large eddy simulation method.The research result show that the pressure and efficiency performance curve of axial fan are obtained.The influence of different tip clearance on fan performance were compared and analyzed.In addition,the intensity and influence area of tip leakage vortex increase with the tip leakage clearance increasing.Key Words：axial flow fan,large eddy simulation,leakage vortex田翠茹李宝宽（东北大学冶金学院）0引言叶顶间隙中的泄漏流动对轴流式通风机的性能有很大的影响。
涡轮叶顶间隙内部流动的数值研究
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 Ｓ ａ ｒ—Ａｌａａ 模 型 ， ｐｌ ｔ ｌ ｒ ａ ｍ ｓ 网格数 达 １１７９７ 进 口边 界 条 件 与试 验 相 同 ， 用 轴 向进 ４ ２ ， 采
２ ７
２ 计算 结 果分 析
２ １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 。Ｓｈｕ ｔ ｌｊ 为在 小型高 压涡轮 中 ， ｃａｂｅ ａＮ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 ％。Ｂ ｏ ｔ ｌ Ｊ 为 １ Ｏ ｏｔ ｅ ａＥ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 Ｎ ｖ ｒ－ ｔ ｅ 方 程 ， ａｉ － Ｓ ｋｓ ｅ－ 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 Ｒ ｎｅ ｕｔ ， 时 ｕ ｇ —Ｋ ｔ ａ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
叶顶间隙对涡轮非定常气动性能的影响
叶顶间隙对涡轮非定常气动性能的影响杨彤;王松涛【摘要】为了分析动静干涉条件下叶顶泄漏流动对涡轮气动性能的影响,对某高负荷低压涡轮级进行了不同动叶叶顶间隙下的定常和非定常数流动的值模拟研究.结果表明:叶顶泄漏流动对上游静叶和动叶中、下部区域影响极小,影响范围主要体现在叶顶区域;随着叶顶间隙增加,动叶能量损失增加,且非定常条件下的损失增加比定常条件下大;叶顶泄漏流动对叶顶通道涡的发展和生成具有抑制效果;动静干涉效应对于泄漏涡的生成、发展、运行轨迹以及范围都有影响,且随着叶顶间隙的增加这种影响效果逐渐变得明显.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2014(014)012【总页数】8页(P193-200)【关键词】低压涡轮;动静干涉;叶顶间隙;泄漏涡;数值模拟【作者】杨彤;王松涛【作者单位】哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TK473.71叶顶间隙的流动状况是目前非定常流动研究的重点课题之一。
转子顶部间隙的流动主要以泄漏流动为主，它是一种复杂的三维黏性流动，不但能够引起泄漏损失降低叶轮机械的效率，还能导致堵塞从而影响工作的稳定性［1］。
为了更好地了解转子叶顶间隙真实流动状态以及其影响叶轮机械性能的机理，以便在设计中更好地提高叶轮机械的效率以及工作的稳定性，国内外的工作者做了大量的实验研究和数值模拟工作。
其中Yamada等［2］通过对某轴流压气机在失速点附近的叶顶间隙流动状况进行研究，揭示了叶顶泄漏涡的破碎过程及其在破碎时所表现的非定常特性;Mailach等［3］通过对大叶顶间隙下的泄漏流动进行研究，发现了在压气机失速点附近，由于叶顶泄漏流动的周期性非定常脉动所引起的旋转的不稳定性;Gier等［4］通过对某三级低压涡轮进行数值模拟研究，并通过对不同的损失机理进行分类最后得出了泄漏流与主流掺混损失占总损失的50%，叶顶间隙内流动损失占20%的结论。
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第 ２ 卷 第 ２期 ５
２１年 ５ ０２ 月
燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究
Ｇａ ｒ ｎｅＥｘ ｒｍ ｅ ｔａ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ｓＴｕ ｂｉ ｐｅ ｉ ｎ ｎ ｓ ａ ｃ
Ｖｏ ． ．Ｎｏ． １２５ ２ Ｍ ａ ２０１ ｙ， ２ ３ ３
摘
要 ： 用 电容 型 叶 尖 间 隙 测 量 系 统 ， 国内 首 次 对单 级 涡 轮级 性 能 试 验 状 态 下 的转 子 叶尖 间 隙 进 行 了实 时 测 量 ， 采 在
ｃ ｌｔｏ ａ ａ ａ ｒ ｅ ｌ ｔ ｈｅｔ ｓ ｔ ． ｅ ａ ｐ ｉ ａｉ ｎ ｏ ａ ｃ ｔ ｅ ｐ ｏ ｅ ｗａ ｅ ｅ ｉｉ ｌｔ ａ ｔ ｒｔ ｕ ａ ｉｎ ｄ ｔ ｇ ｅ ｄ ｗｅｌｗｉ ｔ ｅ ｔｄａａ Ｔｈ ｐ ｌｃ ｔｏ ｆｃ ｐａ ｉｉ ｒ ｂ ｓｂ ｎ ｆｃａ ｏ ｍ ｓｅ ｈｅ ｈ ｖ ｃ ａ ｇｎｇｒ ｌｓｏ ｉ ｌ ａ ａ ｅ ａ ｍｐ ｏ ｅｔ ｓ ｅ ｕ ｉｙ Ａｌｏｔ ｅ ｉ ｆｕ ｎ ｅｏ ｉ ｌ ａ ａ ｃ ｎ ｔ ｒ ｎ ｆｉ ｈ ｎ ｉ ｕ ｅ ｆｔ ｃ ｅ ｒ ｎｃ ｎｄ ｉ ｒ ｖ ｅ ｔｓ ｃ ｒｔ ． ｓ ｈ ｎ ｌ ｅ ｃ ｆｔ ｃｅ ｒ ｎ ｅ ｏ ｕ ｂｉ ｅｅ ｆ— ｐ ｐ ｃ ｅ ｃ ｏ ｌ ｅｐ ｏ ｒｙ ｅ ａｕａｅ ｙｒ ａ ｉ ｅｍ ｅ ｓ ｒ ｍ ｅ ｆ ｉ ｌ ａ ａ ｃ ． ｉｎ ｙｃ ｕ ｄ ｂ ｒ ｐｅｌ ｖ ｌ ｔ ｄ ｂ ｅ ｌ ｍ ａ ｕ ｅ ｎｔ ｐ ｃｅ ｒ ｎ ｅ ｔ ｏｔ Ｋ ｅ ｒ ：ｔ ｒ ｉ ｅｒ ｔ ｒ ｔｐ ｃ ｅ ｒ ｎ ｅ；ｅ ｌｔｍｅ； ｅ ｆ ｒ ａ ｃ ｅ ｔ ｎ ｍ ｅ ｉａ ｉ ｕ ａｉ ｎ ｙ ｗｏ ｄｓ ｕ ｂ ｎ ｏｏ ；ｉ ｌａ ａ ｃ ｒ ａ ｉ ｐ ｒｏ ｍ ｎ ｅ ｔｓ ； ｕ ｒｃ １ ｍ ｌｔｏ ｓ
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并 利 用 获 得 的 叶尖 间 隙 热态 试 验 数 据 ， 善 了 涡 轮 转 子 叶 尖 间 隙计 算 方 法 。 同时 ， 展 了变 叶尖 间 隙 的 涡 轮 级 性 能 完 开 试 验 ， 结 了 叶 尖 间 隙 对 涡 轮 性 能 的影 响 规 律 。 另 外 ， 对 试 验 方 案 进 行 了 数 值 模 拟 ， 与 试 验 结 果 进 行 对 比分 析 ， 总 还 并 进 一 步 研 究 了 叶尖 间 隙对 涡 轮 性 能 的 影 响 。结 果 表 明 ， 电容 型 叶 尖 间 隙 测 量 系统 具 有 较 高 的 准 确 性 ， 用 该 系 统 有 利 助 于 掌 握 叶 尖 间 隙 真 实 变 化 规 律 ， 高 试 验 安 全 ； 过 对 叶 尖 间 隙 实 时 测 量 ， 正 确 评 估 涡 轮 性 能 随 叶 尖 间 隙 的 变 化 提 通 可 规 律 ， 有 较 高 的 工 程 应用 价值 。 具 关键词 ： 轮部件 ； 涡 叶尖 间 隙 ； 态测 量 ； 能试 验 ； 值 模 拟 动 性 数
ｆ ｒ ｎ ｅ ｔ ｓ． ｏ ｍａ ｃ ｅ ｔ Ａｎｄ ｉ ｉ ｈｅ ｉｓ ｉ ｏｍｅ ｓ ｅ ｉ ａ ｏ ．Ｔｈ ａ ａ ｏ ｉ ｌ ａ ａ ｃ ｓｏ ａｎｅ ｎ ｔ ｅ ｔ ｓｔ ｆｒｔｔｍｅ ｔ ａ ｕｒ ｔ ｔｈ ｍｅ ｅ ｄ ｔ ｆｔｐ ｃｅ ｒ ｎ ｅｗａ ｂｔｉ ｄ ｉ ｈ
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中图 分 类 号 ： ２ １ Ｖ ３． ３ 文献标识码 ： Ａ 文章 编 号 ： ６ ２ ２２ （０ ２ ２ ０ ３ — ４ １ ７ — ６ ０ ２ １）０ — ０ ３ ０
Ｃａ ｃ ａ ｉ ｎ ａ ｓ ｆＩ ｌｕｅ ｅ ｏ ｔ ｐ Ｃｌ ａ ａ ｃ ｌ ｕｌ ｔｏ ｎｄ Ｔｅ ｔｏ ｎｆ ｎｃ ｆＲｏ ｏｒＴｉ ｅ ｒ ｎ ｅ
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