基于压力场分布的大子午扩张涡轮非轴对称端壁造型方法

摘要：

为提高大子午扩张涡轮端区气动及传热性能,基于大子午扩张涡轮上端壁静压场分布细节,使用Bezier曲线与正弦三角函数曲线相结合的非轴对称端壁造型技术,对某1.5级大子午扩张涡轮第2级静叶上端壁进行8种非对称造型设计,并通过SST(shear stress transfer)湍流模型数值求解RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes equations)方程组对造型前后端壁进行了流动与传热特性的研究.结果 表明:对大子午扩张涡轮上端壁进行非轴对称造型设计可有效改善其上端区叶片通道内横向压差分布情况;对其上端壁压力面进行通道内凸起造型可降低出口总压损失,当凸起幅值为S2叶高的5％时,出口总压损失最多可降低约1.1％;对其上端壁吸、压力面均进行通道内凹陷造型将减小机匣与叶片的热负荷,当凹陷幅值为S2叶高的5％时,机匣及叶片的热负荷最多可分别降低约3.1％与2.8％.

关键词：1.5级大子午扩张涡轮、非轴对称端壁、造型方法、端区流动、传热特性

所属期刊栏目：35

分类号：V19(航空、航天的应用)

资助基金：国家自然科学基金;航空动力基金

在线出版日期：2020-08-03（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）

页数：共15页

页码：1051-1065