导读:本文包含了涡轮叶栅流场论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:涡轮钻具,涡轮叶片,数值模拟,流固耦合
涡轮叶栅流场论文文献综述
何诗尧[1]（2019）在《涡轮叶栅内流场流固耦合分析及其冲蚀磨损研究》一文中研究指出如今,开发可持续利用的新能源已经被视为解决世界能源危机的重要途径,但油气藏资源仍是所需能源的主要来源之一,因此关于油气层开采的研究仍是科研工作者的研究重点之一,研发新的钻井技术与先进的钻井工具是未来钻井发展的趋势,涡轮钻具作为石油井下动力钻具之一,因其具有转速高、耐高温等特点使之在钻井现场得到了广泛的使用。涡轮钻具将钻井液流体的压力能通过叶片转换成输出轴的转动机械能,根据涡轮钻具的工作原理,涡轮钻具性能好坏与否极大程度上取决于涡轮叶片的性能,对涡轮叶片进行研究、研究固体在流场作用下的作用和固体变化对流场的影响及其相互作用(流固耦合分析)、对涡轮钻具固液两相流中的固相颗粒的运动规律与磨损机理展开更为详细的研究具有重要的工程意义。本文以涡轮钻具叶栅为研究对象,结合计算流体力学、理论分析计算、数值模拟对涡轮叶栅内流场以及叶片结构进行分析,具体研究内容有如下几方面:(1)以φ175涡轮钻具为例,结合涡轮钻具的结构尺寸参数和性能参数构建叶片型线表达式,通过叁维软件建立涡轮叶栅与流道的实体模型,利用CFD(CFX)仿真模拟求解清水介质下的涡轮叶栅内流场流动情况,得到涡轮内部速度场与压力场分布,并通过与前人的涡轮台架试验进行对比验证,确保流体仿真的有效性。(2)基于流-固耦合原理,在涡轮叶栅内流场数值仿真分析与试验对比验证的基础上借助Ansys Workbench协同仿真平台采用单向耦合的方法,将流场分析的结果作为载荷传递给固体结构,忽略结构分析结果对流场的影响,对涡轮叶栅叶片进行结构静力学分析与模态分析,得到涡轮叶片系统的应力应变、变形变化规律以及涡轮叶片的前六阶模态的固有频率、最大振幅以及相应的振型图。(3)通过流体仿真Fluent软件,采用剪切应力运输k-ω湍流模型与颗粒轨道模型,建立了关于固液两相流情况下涡轮叶片的冲蚀磨损的预测方法。通过此方法得到了叶片冲蚀磨损分布情况,并对冲蚀分布规律进行解释说明,并在其他条件不变的情况下分别分析颗粒密度、颗粒直径、颗粒质量流量、液相入口速度、涡轮转速等影响因素对涡轮叶片冲蚀磨损规律的影响,为涡轮叶片的设计、冲蚀的预防提供理论依据。(本文来源于《长江大学》期刊2019-05-01）
朱高平,薛伟鹏,唐国庆,张维涛[2]（2019）在《探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响》一文中研究指出采用数值模拟方法研究叶栅出口旋转总压探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响,其中对比分析了探针耙在不同周向位置与无探针耙时的流场及叶栅性能参数。结果表明:常规总压探针耙会造成其相邻及上游叶栅通道流动减速、下游叶栅通道流动加速;探针耙尾缘燕尾型激波及其上游的正激波,与相临及下游叶片的尾缘燕尾型激波系互相干涉,形成了复杂的激波系和膨胀波系,造成相邻及上游若干叶栅通道堵塞,导致各叶片的载荷分布均不相同;叶栅各通道的叶片载荷、出口总压、端壁静压、出口气流角等参数偏离无探针耙情形,测得的叶栅出口流场与无探针耙时相差较大。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2019年02期）
巩昊,徐惊雷,陈宇[3]（2018）在《开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场影响的实验》一文中研究指出采用数值计算和实验相结合的方式研究了开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场周期性的影响。通过数值计算研究了不同开孔率(10%、15%、30%、50%)和偏转角度(70°、71°、72°)下尾流板对叶片表面及叶栅流道出口压力分布的影响,并通过实验验证了尾流板对流道出口流场周期性的改善作用。结果表明:无尾流板时叶片表面压力分布明显偏离周期性计算结果,且流道出口压力分布的周期性误差较大;尾流板偏转角度和开孔率会影响叶片表面及叶栅流道出口的压力分布,适当调节尾流板参数能改善流场周期性;安装开孔率为50%,偏转角度为70°的尾流板时各流道出口的压力分布一致性最好且最接近周期性计算结果,计算和实验结果的周期性误差较无尾流板时分别降低47.6%和28.1%。(本文来源于《航空动力学报》期刊2018年12期）
巩昊[4]（2018）在《跨声速涡轮平面叶栅流场的光学测量》一文中研究指出在实际工程应用中,平面叶栅风洞实验仍是获得叶片气动性能以改善叶片几何型线的重要手段之一。平面叶栅风洞实验可以在测量流场压力数据的基础上获得瞬态流场结构,这一切都依赖于传统壁面压力采集和不断完善的流场光学测量技术。本文以某典型跨声速高压涡轮导叶平面叶栅为研究对象,在对叶片壁面及叶栅出口进行传统压力测量的基础上,利用背景导向纹影技术和粒子图像测速技术分别测量叶栅流场的密度场和速度场,以实现叶栅流场气动参数的瞬态非接触定量测量。首先,通过数值计算和实验相结合的方法验证尾流板对叶栅流场周期性的改善作用。本文详细研究了不同尾流板开孔率(s)、偏转角度(a)和开槽宽度(w)对流场周期性的影响,并通过计算结果的正交实验确定尾流板相关参数的最佳组合,最后通过实验验证计算结果的准确性。结果表明:合理选择尾流板参数能明显改善叶栅流场的周期性,针对本文的研究对象s=50%、a=70°、w=2mm的尾流板性能最佳。其次,在跨声速平面叶栅风洞实验台上利用背景导向纹影技术实现叶栅流场密度场的定量测量,在获得流场密度梯度矢量分布的基础上分别通过线性积分和求解泊松方程的方法重构密度场。为了更直观地比较不同重构方法对密度场测量结果的影响,在流场区域提取不同曲线上的密度值进行对比。结果表明:背景导向纹影技术能够应用于跨声速叶栅流场的密度场测量,并成功捕捉到如尾迹、尾缘激波等典型流动现象,同时密度场重构结果与计算结果吻合较好。最后,在跨声速平面叶栅风洞实验台上利用粒子图像测速技术实现叶栅流场速度场的定量测量,同时将测量得到的速度场与计算结果进行对比,并对实验获得的叶栅流场的典型流动现象进行详细分析。结果表明:粒子图像测速技术能够准确捕捉叶栅流场的典型流场结构,同时实验结果与计算结果吻合较好。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-12-01）
唐国庆,黄康才,薛伟鹏[5]（2018）在《超跨声涡轮扇形叶栅试验流场周期性设计》一文中研究指出在叶片数较少的超跨声涡轮扇形叶栅试验中,由于出口导流板角度、长度等因素造成的激波反射和堵塞作用,不能真实模拟发动机叶片工作时的出口条件,叶栅通道流场无周期性,试验结果无法反应叶片的真实工作状态。针对此类问题,对超跨声涡轮扇形叶栅试验进行了数值模拟分析,并提出了解决方案。通过对超跨声涡轮扇形叶栅试验件出口导流板进行优化,改善了超跨声涡轮扇形叶栅试验的流场周期性,进一步提高了超跨声涡轮扇形叶栅试验的准确性。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2018年03期）
王宇峰,蔡乐,王松涛,周逊[6]（2018）在《跨声速涡轮叶片半劈缝长度及冷气量对叶栅流场的影响》一文中研究指出通过在不同尾部劈缝结构以及冷气量情况下对某型跨声速叶栅数值模拟,得出了劈缝长度及冷气量对叶栅流道内及尾缘附近流场结构影响的规律。主要表现为:尾缘劈缝结构使叶片尾缘内伸波变为两道;长尾缘劈缝以及大尾缘冷气量不仅能够减小尾迹宽度、降低尾缘损失,也能够使叶片吸力面分离泡减小,黏性损失降低。(本文来源于《汽轮机技术》期刊2018年01期）
何康[7]（2018）在《涡轮导叶端壁流向间隙对叶栅通道流场影响研究》一文中研究指出为了适应航空发动机工作历程中冷热尺寸变化,涡轮导叶端壁之间存在着安装缝隙,冷却空气会通过该间隙,进入涡轮叶栅通道内,改变燃气流动特性甚至会影响涡轮叶片的温度分布规律。本文通过热线风速仪测量和叁维雷诺平均的仿真方法,分析了泄漏流造成的叶栅流场影响,特别是二次流的变化。对于减少安装间隙泄漏的负面影响,提高涡轮叶栅效率等有着重要的理论意义和实用价值。首先,针对NASA的C3X叶型构建了低速导向器叶栅模型,应用实验和仿真综合方法研究了不同泄漏次流和不同主流工况下的端壁泄漏特性,重点分析了流场特性,二次流特征和叶栅损失等。研究中发现,随着次流比的增加,增生涡增强,马蹄涡受到挤压抬升,强度减弱,叶栅出口的面平均压力损失和二次流动能也增加。当主流比不超过1时,端壁通道涡的最大强度减小,分离涡和附着涡也减弱。随着主流比的减小,叶栅出口面平均压力损失降低,并趋向于定值。随后,利用叁维数值仿真方法研究了间隙深度和间隙安装偏斜角度的影响。计算结果表明,不同的偏斜角度对于叶栅通道中的涡系有重要影响,通道涡,分离涡和附着涡都产生了相应的变化。当间隙偏向通道压力侧30°时,叶栅损失相对最小。综合叶栅尾缘面的平均压力损失和二次流动能的分析,发现合适的间隙深度可以一定程度地减少叶栅损失。最后,考虑涡轮上游进口热斑的影响,进一步研究了涡轮进口热斑和端壁间隙泄漏在一整级涡轮叶栅中的相互作用机制。在静子中,泄漏流的存在可以有效降低静子端壁和叶片吸力面的温度。在转子中,上游间隙中泄漏喷射的冷气一方面能够有效冷却转子端壁前部,另一方面能够有效地削弱转子中热斑向压力面的迁移,降低转子压力面的高温。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-01-01）
王威威[8]（2017）在《高负荷涡轮非轴对称端壁扇形叶栅流场数值研究》一文中研究指出随着航空发动机和燃气轮机的不断发展,对涡轮负荷也提出了更高的要求。涡轮负荷的增加会导致损失的增加,因此深入了解高负荷涡轮内部流动机理显得至关重要。叶轮机械由于内部流动复杂,其中二次流损失约占总损失的30%-50%。各国专家和学者们开始对二次流损失的控制进行大量的理论分析和试验研究,其中,非轴对称端壁被研究证实可以有效控制叶栅二次流。本文以某高负荷涡轮导向叶片为研究对象,数值计算了四个出口马赫数0.55、0.75、0.85和0.90,五个来流冲角-20°、-10°、20°、10°、0°下的叶栅流场。通过分析叶表静压、端壁和叶片吸力面极限流线、涡量和总压损失系数,研究了出口马赫数和来流冲角对涡轮叶栅的影响。涡轮出口马赫数和来气冲角发生变化时,叶栅的总损失、叶表负荷分布及涡轮内部涡系结构的变化。同时,将扇形叶栅的上端壁和下端壁均采用非轴对称造型。研究了非轴对称端壁造型对涡轮叶栅内二次流的控制机制。分析了随出口马赫数和来流冲角的变化非轴对称端壁对二次流损失特性的影响规律。结果表明:叶栅总损失随出口马赫数的增大而增大,正的来流冲角下叶栅总压失均大于负的来流冲角下叶栅总损失。在不同出口马赫数和来流冲角下,采用的非轴对称端壁均可以有效地减少叶栅总损失,抑制周向二次流,但变化幅度不同。马赫数为0.85时非轴对称端壁改善效果最好,出口马赫数为0.55、0.75、0.85和0.90时叶栅总损失相比原型叶栅依次减小了 8.16%、10.44%、10.81%和9.85%;正的来流冲角下改善效果优于负的来流冲角下的改善效果,来流冲角为-20°、-10°、20°、10°、时叶栅总损失分别减小了 10.28%、10.25%、10.53%、10.60%。(本文来源于《大连海事大学》期刊2017-03-01）
钟兢军,魏曼[9]（2016）在《压力面小翼对涡轮叶栅不同冲角下流场影响的实验研究》一文中研究指出为了控制和降低涡轮动叶由叶顶间隙所引起的泄漏损失,对加装不同宽度压力面小翼的涡轮叶栅间隙流场进行了实验研究,详细测量了±10°,±5°,0°冲角时涡轮叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况。结果表明:随来流冲角由负到正,泄漏涡强度减弱,泄漏损失降低;通道涡强度增强,其引起的损失增大。压力面小翼在不同冲角下均对叶顶泄漏流动具有一定的控制作用,在设计冲角和较小的正冲角工况下PW0.3方案压力面小翼作用效果较好,分别使叶栅总损失降低10.38%和8.11%。在冲角变化范围更大时,PW0.4方案压力面小翼效果更好。(本文来源于《推进技术》期刊2016年05期）
王云飞[10]（2016）在《低压涡轮叶栅非定常流场演化特性的大涡模拟研究》一文中研究指出新世纪以来,航空工业的发展对航空发动机性能提出了更高的要求,低压涡轮作为核心部件之一,其发展趋势是减少叶片数量和重量,增加叶片负荷并提高效率,使发动机推重比上升,同时耗油率和制造成本大幅下降。低压涡轮的工作雷诺数往往处于发动机所有部件中的最低水平,随着负荷的升高,叶片表面边界层极易发生分离、转捩及再附等现象,导致发动机效率下降,性能恶化。因此,探讨高负荷低压涡轮内部的非定常流动特性,特别是叶片表面边界层的演化机理,对研制高性能航空发动机有重要的意义。本文基于动力涡粘模型,开发了适用于动、静计算域同时存在的叁维可压缩流动大涡模拟程序。首先通过对单圆柱扰流、并列圆柱绕流和逆压梯度条件下平板层流分离流动的模拟,验证程序的可靠性,并讨论圆柱尾迹的运动规律,以及逆压梯度对平板层流边界层转捩的作用机理,为掌握低压涡轮内部的非定常流场特性奠定基础。其次,对实验工况下的低压涡轮流场进行了全面研究,通过分析瞬态耗散函数的分布和变化规律,揭示了流道中损失产生的来源和原因。在此基础上,分别对不同来流攻角和雷诺数条件下的叶栅非定常流场做了对比,着重探讨了较大负攻角时压力面边界层和大尺度旋涡结构的演化过程,以及雷诺数对吸力面边界层发展过程的影响。最后,利用在叶栅进口布置匀速运动的圆柱模拟上游尾迹,研究了不同折合频率条件下,尾迹对叶栅吸力面边界层的作用机制和对气动损失的影响。以典型低压涡轮平面叶栅T106A为研究对象,从时均和瞬时流场两个方面研究了叶栅内部的流场特性。结果表明,吸力面静压系数在62%轴向弦长附近达到峰值,随后受逆压梯度和粘性共同作用,层流边界层发生分离。吸力面剪切层依次经历了展向涡卷起和配对、?涡形成并生长等过程,大尺度旋涡的崩溃和破碎主要发生在叶栅尾迹区内,即尾缘之前并没有完成转捩,整个转捩过程在叶栅尾迹内结束。通过局部损失分布规律可知,吸力面前半部分及整个压力面的近壁区、吸力面后部分离区与主流交界处、叶栅尾迹区都存在较大的速度梯度或应变变化率,具有较高的耗散值,均为能量损失的主要来源区。边界层内的回流区速度梯度较小,仅为低速流体的聚集区,而非损失来源区。来流攻角主要影响叶栅吸力面前部以及压力面侧流场参数的分布,从正攻角+7.8?向负攻角-10?变化的过程中,吸力面前缘分离泡逐渐消失,叶栅负荷降低;当攻角为-5?时,压力面侧边界层开始出现分离;攻角为-10?的工况中压力面时均分离泡长度约为39%倍轴向弦长。在较大负攻角条件下,压力面侧边界层在前缘附近卷起大尺度展向涡,并向下游发展,展向涡演化为反向旋转的流向涡对后,边界层外缘的高能流体不断被卷吸到近壁区,这增加了近壁区流体的动量,使得边界层在压力面中部形成再附,流向涡持续发展至叶栅尾缘附近,并流出流道。雷诺数条件对涡轮叶栅流场的影响主要体现在吸力面后部。随着雷诺数的升高,吸力面前缘分离泡存在时间及尺寸均增加,分离剪切层开始卷起展向涡的位置和转捩起始位置提前,但吸力面后部边界层分离点向下游移动,分离泡尺寸缩短。当雷诺数增加至2.0?105时,剪切层不会卷起占据整个展向宽度的展向涡,而是在近壁区直接形成大量小尺度结构,使边界层内流体的脉动和湍流强度增加,并加速完成转捩过程。从耗散函数的角度来看,高雷诺数条件下,吸力面后部的高耗散区更靠近叶栅表面,并且由于湍流度的增加使其分布更加混乱,但叶栅尾迹内高耗散区宽度变窄,出口总压损失减小。周期性来流尾迹的存在,使叶栅进口截面主要发生了两方面的变化,一是增加了来流湍流度,二是气流以更接近零攻角的方向冲击前缘。这两个因素共同作用下,吸力面前缘分离泡消失。随着折合频率的增加,吸力面后部的雷诺应力和湍动能峰值更靠近壁面,边界层分离现象受抑制程度更大。壁面切应力时空图中出现了“孤岛”现象,即尾迹与边界层相互作用时,分离现象明显减弱甚至完全消失;而在尾迹通过的间隙阶段,与无尾迹情况类似,K-H不稳定性会主导转捩过程。在来流尾迹作用下,吸力面后部及叶栅尾迹区的耗散有所减小,但主流区耗散增加,并成为损失的主要来源之一。存在最佳的尾迹折合频率,使涡轮气动性能达到最优,过高的折合频率会导致出口损失增加。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2016-04-01）
涡轮叶栅流场论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
采用数值模拟方法研究叶栅出口旋转总压探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响,其中对比分析了探针耙在不同周向位置与无探针耙时的流场及叶栅性能参数。结果表明:常规总压探针耙会造成其相邻及上游叶栅通道流动减速、下游叶栅通道流动加速;探针耙尾缘燕尾型激波及其上游的正激波,与相临及下游叶片的尾缘燕尾型激波系互相干涉,形成了复杂的激波系和膨胀波系,造成相邻及上游若干叶栅通道堵塞,导致各叶片的载荷分布均不相同;叶栅各通道的叶片载荷、出口总压、端壁静压、出口气流角等参数偏离无探针耙情形,测得的叶栅出口流场与无探针耙时相差较大。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
涡轮叶栅流场论文参考文献
[1].何诗尧.涡轮叶栅内流场流固耦合分析及其冲蚀磨损研究[D].长江大学.2019
[2].朱高平,薛伟鹏,唐国庆,张维涛.探针耙对跨声速环形涡轮叶栅流场的影响[J].燃气涡轮试验与研究.2019
[3].巩昊,徐惊雷,陈宇.开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场影响的实验[J].航空动力学报.2018
[4].巩昊.跨声速涡轮平面叶栅流场的光学测量[D].南京航空航天大学.2018
[5].唐国庆,黄康才,薛伟鹏.超跨声涡轮扇形叶栅试验流场周期性设计[J].燃气涡轮试验与研究.2018
[6].王宇峰,蔡乐,王松涛,周逊.跨声速涡轮叶片半劈缝长度及冷气量对叶栅流场的影响[J].汽轮机技术.2018
[7].何康.涡轮导叶端壁流向间隙对叶栅通道流场影响研究[D].南京航空航天大学.2018
[8].王威威.高负荷涡轮非轴对称端壁扇形叶栅流场数值研究[D].大连海事大学.2017
[9].钟兢军,魏曼.压力面小翼对涡轮叶栅不同冲角下流场影响的实验研究[J].推进技术.2016
[10].王云飞.低压涡轮叶栅非定常流场演化特性的大涡模拟研究[D].哈尔滨工业大学.2016