【《叶尖小翼在压气机中的应用概述》4400字】

叶尖小翼在压气机中的应用概述压气机作为一个重要的机械，应用中通常将它的叶尖泄漏流动看作一大隐患。经过研究发现，之所以会发生叶尖泄露，是因为径向间隙在叶片与叶片中存在。如果没有该间隙的存在，就不会发生泄露损失，也不会有所谓的堵塞效应，那么，压气机的效率会比现在高出很多。此外，还会使得工作稳定性降低。对此,众多科研人员都为之做出了不懈探究，提出了很多解决方案，但，到目前为止最成功的研究之一就是叶尖小翼技术的应用。图1间隙效率曲线图1.1叶尖小翼技术与涡轮1.1.1叶尖小翼技术在涡轮中的研究现状国内外学者开展了很多叶尖小翼控制涡轮间隙进行了很多研究。有一些学者认为如果叶尖小翼的形状不一样，则产生的涡轮间隙也会有所区别，为了解开此种疑惑，他们便对涡轮间隙进行了测量，以友人Both为首的学者发现要想对间隙泄漏方面取得好的效果，还是得叶尖小翼叶栅间隙。21世纪初，Dey对吸力面和压力面小翼进行对比研究，发现在使用压力面叶尖小翼时，其对涡轮效率的增加有着更大的作用，比吸力面更显著。Dowd和Zhou分别研究了叶尖小翼结合叶顶凹槽对涡轮叶栅气动性能及传热特性的影响。在国内，学者吴宛洋在对有/无叶顶间隙的叶尖小翼做一些实验以及研究的时候采用了数值模拟的办法，发现，不存在间隙的时候,来自吸力面角区的分离是造成叶栅流动损失的主要缘由，当存在有叶顶间隙时,吸力面-角区分离损失会因为叶顶间隙泄漏流动和泄漏窝的出现而有所降低,从而上通道涡和集中涡的强度被减弱，这将使简单的流场结构趋于复杂化，导致流场总压损失随叶顶间隙高度的增加而加大,此时，与原泄漏窝相比，泄漏涡的强度会有所提高,出口流场也不像原来那样均匀，流动总压损失增加。1.1.2叶尖小翼结构对涡轮叶片的影响能让高温高压燃气中的能量转变为机械能的旋转机械是涡轮结构，而涡轮正是燃气机构中的核心部件，衡量燃气轮机性能优劣的关键正是涡轮部件。在叶轮机械转子中，叶尖泄漏是最为显而易见的弊端，大约三分之一损失的发生与叶尖泄漏密切相关。为了寻求一种能有效控制叶尖泄漏的办法，对叶尖小翼的研究吸引了不少国内外科研人员的目光，以此来寻找利用叶尖小翼控制叶尖泄漏的最佳途径。通过一系列研究实验表明叶尖小翼结构对叶尖小翼叶片的强度也有着很大的影响。从图片上可以看出，在叶尖小翼的结构中，由于叶尖重量的增加，与原来的叶片形状作比较，这几种叶尖小翼结构中叶片尖部的应力都发生了改变：本应该在叶身出现的较高应力空间从叶尖小翼结构延伸到了叶顶平面，而在叶根处的最大应力值也均有所上升，但最后可以发现，叶身部分的应力分布规律并没有因为叶尖小翼的结构而发生改变。叶片最大应力的分布因为叶尖小翼的结构而产生了很大的变化，这是因为叶片的质心因叶尖小翼而发生了改变，四种叶片结构仅原始叶型最大当量应力出现在叶片吸力面。与原始叶型相比，吸力面小翼的质心偏移量较小，其对最大应力的增量和两侧的应力差值影响都相对较小;而压力面小翼和双侧小翼则均较大影响，压力面小翼由于质心偏移量大，叶片两侧的最大应力分布有很显著的变化。图2叶尖结构叶型吸图3叶尖结构叶型压力面应力分布图1.2叶尖小翼与压气机1.1.1间隙泄漏控制的研究（1）机匣喷气在对1.5级高压涡轮转子进行研究时，来自国外的学者采用的是常见的实验法，并且进行了多次的实验研究。在试验中，主要把注意力集中在叶尖二次流受冷却气射的影响。在进行该实验时，当角度是与外机匣成切向30度时，冷却气会通过射流孔射向转子的叶尖，学者们在观察二次流的变化时，主要可以通过以下三种方式：（1）调节射流孔的大小（2）控制冷却气的流量（3）改变射流孔的轴向位置。通过观察这几种条件下的实验现象，他们发现，在降低转子叶尖泄漏流动与减小叶尖通道涡方面，冷却气的喷射起着至关重要的作用。在射流的作用下泄漏涡与通道涡移向吸力面角区，当射流孔的位置为百分之五十的轴向弦长时，射流对泄漏涡的影响较大。在百分之三十轴向弦长位置时对通道涡的影响较大，此时如果射流流量为涡轮流量的百分之零点七，涡轮效率可以提升百分之零点五五。叶尖小翼2007年Kusterer和Bohn等人以工业润轮为研究对象，在研究第一级和第二级转子压力面小翼对涡轮性能的影响时采用的是数值模拟的方法。研究的结果显示，叶尖小翼的使用间隙泄露有着一定的抑制作用，它可以使第一级转子间隙泄漏流量降低大约7.2%,而第二级转子间隙泄漏流量降低3.2%,因为小翼结构的存在而使涡轮效率提升约0.092%。2008年AkamolShavalikul以涡轮转子为对象，采用数值模拟方法研究了压力面小翼对间隙泄漏的影响。结果显示压力面小翼的形状对间隙泄漏流的控制有很大的影响，他指出在压力面约40%~60%轴向弦长之间添加叶尖小翼会很好的控制间陈泄漏，转子性能损失也最小。如图1.10所示，图440%-60%轴向弦长之间的叶尖小翼示意图肋条与小翼在叶尖凹槽中采取冷气喷射和吸力面添加叶尖小翼这两种方法不能改变间隙泄漏涡。但是，与平项叶尖相比，在吸力面添加叶尖肋条的方法可以用力降低泄漏流的动量，从而使泄漏窝的强度大大减弱。研究数据表明，4%弦长到尾缘的位置为吸力面肋条的最佳位置。与平顶叶尖相比，压力面小翼的使用会导致压比下降近10%，但是却明显减少了泄漏窝的强度，在70%叶高、60%弦长处尤为明显，在这两个位置泄漏涡强度减小了大约25%。小翼的作用在吸力面和压力面的肋条高度为5%叶高时却明显下降，压力损失系数仅仅下降了0.5%。在采用压力面小翼和吸力面肋条叶尖时，小翼对泄漏的控制效果也没有得到很好的改善，压力损失系数仅降低了0.3%图5不同的叶尖造型1.1.2小翼对亚音压气机转子叶顶泄漏的影响经过一些学者研究表明，吸力面叶尖小翼的装配使得压气机叶栅顶部的宽度有所增加，要想从叶片压力面到达吸力面就需要流经更长的距离，这使得主流和泄露流的汇合延迟，而且因为沿程损失使得流体动能有所下降。所以，吸力面叶尖小翼在一定工况下可以很明显的改善流场状况，将泄漏窝的范围与强度控制在一定的范围之内，从而降低总压损失，从而进一步提升压气机叶栅的气动性能。吸力面叶尖小翼的有效性被来流的速率大大影响.出现此种情况的原因主要有下面的几种：（1）由于较高的来流马赫数，气流的流动速度有所加快，在流经加装不同宽度吸力面叶尖小翼的叶顶平面时，间隙区域泄漏流体需要的时间差值也有减小，而在低速压气机叶栅中主流和对泄漏流的相互掺混而后产生的延迟作用是有一定减弱的。(2）吸力面叶尖小翼的存在会使得泄漏涡更加靠近相邻叶片压力面，在低速压气机叶栅中，泄漏涡与通道涡在一定程度上可以互相制约互相抑制，在高亚声速来流条件下，相比通道涡的强度，泄漏涡增加的强度会明显更大一些，而通道涡对于泄漏涡的抑制作用减弱，吸力面叶尖小翼使得泄漏涡更容易在节距空间迅速发展。用数值法对高亚声速条件下的不同方案吸力面叶尖小翼对平面叶栅间隙的影响发现：（1）当Ma=0.7时,流场受叶尖小翼吸力面的不利因素影响作用更加显而易见。当t=1%h时，不同宽度吸力面叶尖小翼对间隙泄漏流动均有所加强，与此同时泄漏涡的影响范围也会同样的增大，虽然泄漏涡强度增强，但出口气流的却是不均匀性的增强，而大家会发现影响作用效果最为明显的是SW1.0方案，流动损失会增加大概1.83%。当t=2%h时，在不同宽度下的吸力面叶尖小翼的影响下附加损失也会逐渐的增大,但此时，SW1.o叶尖小翼对流场的改善作用方案的改善作用全然在SW1.5方案之下。当t=3%h时，在流场中占主导地位的泄漏涡会成为旋涡结构，流动结构受泄流涡强度的变化影响更为明显，SW1.0方案引起的流动损失增加，而与原型相比，W1.0方案引起的流动损失增加，我们会明显的发现流场损失增加了3.16%，出口气流角的过/欠偏转程度加剧。（2）t=3%h，Ma=0.7时，随着冲角的增大，吸力面叶尖小翼对流场的不利影响作用逐渐增强，NO6工况时，SW1.0方案使得流东损失降低了1.68%，随着冲角的增大，不同宽度的吸力面叶尖小翼都使流动损失增加，虽然冲角的变化使得上通道涡的空间位置有所变化，但此时泄漏涡的受到影响明显大于上通道涡受到的影响。随着叶尖小翼宽度的增加，附加损失增强,流动损失增加,P06工况时SW1.o方案使得流动损失增加了3.92%。（3）与叶顶间隙高度、气流冲角相比，作为重要参数的来流马赫数，对平面叶栅流场的影响十分显著，当然，是针对吸力面的叶尖小翼，因此，符合要求的压气机叶栅来流马赫数的选定是一定要在加装吸力面叶尖小翼后需要进行的工作。在探究高亚声速来流条件下，压力面对叶尖小翼对流场的作用时，我们采用如下方法：为探究宽度的不同对压气机流场的影响，可以用用实验测量与数值计算相结合，简单分析出口截面的性能参数，包括流经截面的二次流、还有一些压力能的分布状，还有压气机叶栅的变间隙受压力面小翼的影响、变马赫数及变冲角特性，进行详细的分析，可以得出一个结论:在高亚声速来流条件时，压力面叶尖小翼在绝大多数工况下对流场有明显的改善效果。叶顶间隙的流动距离和泄漏流体的能量与压力面小翼呈现反比关系，推迟了泄漏流与主流的相遇，减少了掺混损失，它还带来一定的负面作用，对叶片侧压力梯度有减弱作用，也会阻碍叶顶间隙区域流体的进入。1.1.3小翼跨音压气机转子叶顶泄漏的影响在二十世纪初期，有许多人开始对跨音速转子叶顶泄漏进行研究，尤其是在非定常方面。通过对三维定常公式N-S方程的求解，发现：叶顶泄漏窝在98%堵塞流量工况下，在激波的下之流部分，经常会发生气泡型破碎，此种情况的发生，会使在叶片前缘的负载有一定规律性的波动发；在堵塞流量为百分之九十五的时候，这种情况常导致螺旋型涡破碎在泄漏涡很快产生，涡体在这种工况下会迅速增大它的体积积迅，从而大量堵塞将十分明显在激波的下面支流部分处出现，当然，此种情况为大多数人所认可，但有另一些人认为，大量堵塞的发生是由两个原因共同造成：因为近失速工况下的高负荷引起泄漏涡强度增强，另外一种情况是逆压梯度因为通道波而增强，B51是一种非定长的波动，这种波长的出现是由于螺旋型的破碎及其自保持性。当气体在流场中的速度与当地声速想接近时，该种状态被称为跨声速流动，该种流动兼具了亚声速区和超声速区流动两种特性。跨声速流动特性通常由下列两个因素来体现：临界马赫数:它是指当空气流过叶型上表面凸部时，由于流管的收缩作用，局部气流流速加快，并且极有可能达到飞行速度。局部速度的加快使得局部温度降低，局部声速也减小。叶型上面最低压强点会随着飞行速度的加大而逐渐与其接近，直到与其相等。当气流增加到一定速度时，叶型上面最低点压强点的速度与该点的气流速度正好相等。此时，气流马赫数就是临界马赫数。局部凌波等音速点会在