CN104729822A - 一种涡轮叶片尾迹模拟装置 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮叶片尾迹模拟装置。其为其横向截面由吸力面、压力面和背面围成的近似三角形的棒形结构，吸力面和背面为平面，压力面上与背面相邻的部位连续形成有三个突起的圆弧，用于形成与吸力面侧对称的尾迹，且三个圆弧半径越靠近背面越大，同时吸力面和压力面之间标有一条主线。本发明的涡轮叶片尾迹模拟装置应用于二维叶栅实验，该装置为一具有三角截面的直棒，其能更有针对性地模拟超高负荷后加载低压涡轮叶片，并在叶栅的二维平面坐标系下，使尾迹的x方向速度、y方向速度、x方向速度扰动、y方向速度扰动、剪切应力及尾迹宽度这些尾迹相似度主要指标更加接近真实叶片，因此能更加精确地模拟超高负荷后加载低压涡轮叶片的尾迹。

Description

一种涡轮叶片尾迹模拟装置
技术领域
本发明属于民用航空技术领域，特别是涉及一种涡轮叶片尾迹模拟装置。
背景技术
在当今的工业社会，燃气轮机作为航空动力装置与地面发电设备而得到了广泛的应用。在燃气轮机中，叶轮旋转部件(比如压气机与涡轮)是最为重要的组成部件，因此提高压气机与涡轮的效率已成为提高燃气轮机性能的重要工作。叶栅风洞实验是一种研究叶轮旋转部件气动性能简单而有效的实验方式。在燃气轮机中，转子—静子的干涉现象是叶轮机工作过程中始终存在的一种物理现象，为了更加精确、真实地分析叶轮机的内部流动机理，在叶栅实验中必须研究上游叶片排尾迹对下游叶片的影响。为了简化实验设备，节省实验器材费用，当前二维平面叶栅实验的上游叶片排尾迹主要通过使用与上游叶片尾缘圆弧直径相当的圆棒来代替。虽然这种近似代替通用性较强，但缺点是对于不同类型叶片尾迹的模拟则存在着较大的差异。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种可以更加精确地模拟超高负荷后加载低压涡轮叶片尾迹的涡轮叶片尾迹模拟装置。
为了达到上述目的，本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置为其横向截面由吸力面、压力面和背面围成的近似三角形的棒形结构，其中吸力面和背面为平面，压力面上与背面相邻的部位连续形成有三个突起的圆弧，用于形成与吸力面侧对称的尾迹，并且三个圆弧的半径越靠近背面越大，同时吸力面和压力面之间标有一条从来流方向向背面方向延伸的主线。
所述的吸力面与主线之间的夹角为2°，压力面与主线之间的夹角为8°，吸力面与压力面之间的夹角为10°。
所述的吸力面与背面之间的夹角为82.5°。
所述的三个圆弧的切线与压力面之间的夹角为5.0°。
所述的涡轮叶片尾迹模拟装置的长度等于或略低于实验风洞的宽度。
本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置为一具有三角截面的直棒，其能够更有针对性地模拟超高负荷后加载低压涡轮叶片，并在叶栅的二维平面坐标系下，x方向速度、y方向速度、x方向速度扰动、y方向速度扰动、剪切应力及尾迹宽度这些尾迹相似度主要指标更加接近真实叶片，因此能够更加精确地模拟超高负荷后加载低压涡轮叶片的尾迹。
附图说明
图1为本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置侧视图。
图2为本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置立体图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置进行详细说明。
如图1、图2所示，本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置为其横向截面由吸力面L1、压力面L3和背面L4围成的近似三角形的棒形结构，其中吸力面L1和背面L4为平面，压力面L3上与背面L4相邻的部位连续形成有三个突起的圆弧1，用于形成与吸力面L1侧对称的尾迹，并且三个圆弧1的半径越靠近背面L4越大，同时吸力面L1和压力面L3之间标有一条从来流方向向背面L4方向延伸的主线2。
所述的吸力面L1与主线2之间的夹角为2°，压力面L3与主线2之间的夹角为8°，吸力面L1与压力面L3之间的夹角为10°。
所述的吸力面L1与背面L4之间的夹角为82.5°。
所述的吸力面长度L1为模拟装置的特征长度，该长度由模拟装置的雷诺数ReD来确定，ReD是这样定义的：
Re D = U · L 1 μ
其中U为叶栅风洞进口速度，μ为空气的运动粘度。将ReD控制在1000—3000的范围内，以此来确定吸力面长度L1。
所述的三个圆弧1的切线与压力面L3之间的夹角为5.0°。
所述的涡轮叶片尾迹模拟装置的长度L2等于或略低于实验风洞的宽度。
现将本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置使用方法阐述如下：将本发明提供的涡轮叶片尾迹模拟装置上的主线2放置于与来流平行的位置，来流方向在图1示出的叶栅的二维平面坐标系下用字母U标出，直棒的前缘线3与来流成90°。

Claims (5)

1.一种涡轮叶片尾迹模拟装置，其特征在于：其为其横向截面由吸力面(L1)、压力面(L3)和背面(L4)围成的近似三角形的棒形结构，其中吸力面(L1)和背面(L4)为平面，压力面(L3)上与背面(L4)相邻的部位连续形成有三个突起的圆弧(1)，用于形成与吸力面(L1)侧对称的尾迹，并且三个圆弧(1)的半径越靠近背面(L4)越大，同时吸力面(L1)和压力面(L3)之间标有一条从来流方向向背面方向延伸的主线(2)。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾迹模拟装置，其特征在于：所述的吸力面(L1)与主线(2)之间的夹角为2°，压力面(L3)与主线(2)之间的夹角为8°，吸力面(L1)与压力面(L3)之间的夹角为10°。
3.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾迹模拟装置，其特征在于：所述的吸力面(L1)与背面(L4)之间的夹角为82.5°。
4.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾迹模拟装置，其特征在于：所述的三个圆弧(1)的切线与压力面(L3)之间的夹角为5.0°。
5.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾迹模拟装置，其特征在于：所述的涡轮叶片尾迹模拟装置的长度(L2)等于或略低于实验风洞的宽度。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106441782A (zh) * 2016-10-21 2017-02-22 大连理工大学 一种往复式叶片尾迹发生器
CN108036917A (zh) * 2017-12-15 2018-05-15 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法
WO2020237850A1 (zh) * 2019-05-27 2020-12-03 合肥工业大学 一种仿生翼型叶片
CN112179671A (zh) * 2020-09-30 2021-01-05 中国科学院工程热物理研究所 一种具有非定常尾迹模拟功能的低压涡轮环形叶栅试验台
CN112197922A (zh) * 2020-08-25 2021-01-08 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1051069A (zh) * 1989-10-16 1991-05-01 西屋电气公司 用于反动式汽轮机叶栅的叶片装置
CN2328790Y (zh) * 1997-05-13 1999-07-14 北京全三维动力工程有限公司 一种冲动式涡轮机后加载静叶片
WO2014104978A1 (en) * 2012-12-28 2014-07-03 Nanyang Technological University A turbine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1051069A (zh) * 1989-10-16 1991-05-01 西屋电气公司 用于反动式汽轮机叶栅的叶片装置
CN2328790Y (zh) * 1997-05-13 1999-07-14 北京全三维动力工程有限公司 一种冲动式涡轮机后加载静叶片
WO2014104978A1 (en) * 2012-12-28 2014-07-03 Nanyang Technological University A turbine

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张玲 等: "非定长尾迹宽度对动叶传热影响的数值研究", 《中国电机工程学报》 *
杨荣菲 等: "上游尾迹入射角对压气机叶片负荷的影响", 《航空动力学报》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106441782A (zh) * 2016-10-21 2017-02-22 大连理工大学 一种往复式叶片尾迹发生器
CN106441782B (zh) * 2016-10-21 2018-12-18 大连理工大学 一种往复式叶片尾迹发生器
CN108036917A (zh) * 2017-12-15 2018-05-15 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法
CN108036917B (zh) * 2017-12-15 2019-09-06 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法
WO2020237850A1 (zh) * 2019-05-27 2020-12-03 合肥工业大学 一种仿生翼型叶片
CN112197922A (zh) * 2020-08-25 2021-01-08 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮叶片振动疲劳模拟件及其设计方法
CN112179671A (zh) * 2020-09-30 2021-01-05 中国科学院工程热物理研究所 一种具有非定常尾迹模拟功能的低压涡轮环形叶栅试验台

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