压气机

摘要： 为研究叶尖间隙对压气机中低转速性能的影响,以某六级高负荷高压压气机为研究对象,采用数值模拟方法,研究了不同叶尖间隙参数对多级轴流压气机在非设计工况条件下的间隙流动的影响。结果表明:压气机在各转速下的性能随叶顶间隙变化的趋势是相同的,流量、峰值效率和喘振裕度均随间隙的增大而降低,但间隙对低转速的影响程度明显弱于高转速。间隙的增大改变了压气机的级间匹配,进口级的工作区间逐渐偏向效率下降的左半支,而出口级却工作在偏堵点的状态,导致近喘点的流场分离区由出口级根部转为进口级尖部。

摘要： 燃料电池对汽车具有重要的意义,压气机是其核心部件可以大大提高效率,因此对压气机进行控制和分析至关重要。本文首先对压气机的常用技术方案进行了对比,然后对压气机的稳态模型和动力学模型进行了综述,以期对燃料电池压气机控制提供借鉴意义。

摘要： 本文通过介绍某型压气机IGV驱动机构的组成,结合实际工程安装经验,对安装过程可能遇到的问题进行了分析解决;着重对操纵环的同心问题及如何保证IGV的初始安装角度进行分析,并给出了解决方案。

摘要： 介绍了国内部件试验台现状,从新型压气机试验台、新型燃烧试验台、新型涡轮试验台三方面了说明了新型部件试验台的设计,提出了新型部件试验台难点,以期对燃气轮机的研发提供借鉴。

摘要： 以大弯角静子叶型叶栅为对象,构造多种端壁吸气方案。引入密流比分布差作为衡量叶中截面流动二维性的新指标,在0.7马赫数下采用数值模拟方法研究吸气方案对平面叶栅叶中截面流动二维性的影响规律。研究结果表明:不同端壁吸气方案吸气使叶中截面总密流比为1时,叶片表面等熵马赫数分布与二维流动相差很小,但不同方案密流比分布与二维流动差异较大;端壁弦向槽位于叶片尾缘处,可有效控制角区分离,进而有效控制叶中截面密流比,并且达到较小密流比分布差。这种吸气方案可实现叶中截面流动与二维流动较好的一致性。

摘要： 为研究受到鸟撞前后压气机气动性能的变化,提出了鸟撞叶片结构-气动分析几何模型的转化流程,基于NASA Rotor37转子得到了鸟撞变形叶片几何模型,分别建立了鸟撞前后的全通道气动性能CFD计算分析模型,在设计转速下开展了全3维黏性流场数值模拟,并与Rotor37转子部件气动性能试验数据进行了对比分析。结果表明:模拟结果与试验结果非常接近,证明了该数值模拟方法有效;鸟撞后叶片变形区域攻角增大导致的局部气流分离及并发的气流低速流动的耦合是转子气动性能恶化与转子进入失稳工况的主要原因,含鸟撞变形叶片的转子压比、效率等气动性能参数明显降低,稳定工作边界明显缩小。所发展的气动性能数值模拟方法与流程可有效地预估含变形叶片的压气机稳态气动性能。

摘要： 为探究改变轴向端壁型线能否有效控制二次流现象,进而达到提高压气机性能的目的,以Rotor37为研究对象,利用造型函数对端壁型线进行了3种造型,并进行了三维数值模拟。结果显示:端壁型线对压气机流场特别是叶片尾缘处的流场有显著影响,与原型相比,Convex型端壁增大了发生附面层分离的可能,流量和效率有所下降,而Concave型端壁和S型端壁均能有效改善转子通道内的流动,使流量和效率均有一定程度的增加,且S型端壁的效果要优于Concave端壁。

摘要： 对低速轴流单级使用数值模拟的方法,研究靠近稳定边界处,压气机内详细的流场结构。对于不同叶高,随着叶片高度增加,叶片的压差越大,负荷越大。对转子前缘的压力数值探针结果进行傅里叶分析且表明,转子周向上出现了两种不同旋转周期的静压扰动,分析不同周向点的压力结果,呈现的扰动现象不同。由于叶尖间隙的存在,产生了叶尖泄漏涡,并且与主流相互作用,不同周向位置的涡系结构存在区别。对于该压气机,在近失速点附近,质量流量过小,产生的泄漏涡强度有限,最终未出现经典的旋转不稳定现象,反而更接近于叶顶自激励非定常。

摘要： 为研究不同因素对压气机叶片外物损伤的影响规律,使用LS-DYNA软件对某型高压压气机叶片外物冲击损伤过程进行数值仿真,开展部分工况下外物损伤试验并进行对比,以验证仿真模型的准确性。结果表明:数值仿真计算得到的损伤尺寸以及形貌与试验数据吻合良好。外物材料类型对冲击损伤影响十分明显,材料密度及硬度越大,损伤宽度与深度越大;高脆性材料造成的损伤尺寸较小。损伤尺寸与冲击能量之间呈现出正相关关系,主要表现在外物尺寸与冲击速度上。冲击角度对损伤尺寸影响较小。

摘要： 燃气轮机的三大核心部件是压气机、燃烧室、动力涡轮,压气机的VGV在机组运行中有着关键的控制作用。海上某油田通过索拉TITAN130机组的VGV电动执行器预留的电流反馈接口,增加VGV扭力反馈、启机测试和停机状态下手动测试功能。当程序检测到VGV扭力增大至预设值,及时触发机组报警和关断,有效保护透平机组,提醒VGV可能存在卡涩现象。通过新增压气机VGV扭力检测改造,有效防止VGV发生卡涩,提高透平机组整体运行稳定性。

摘要： 为了形成能够快速预测压气机湿压缩性能的手段,建立了压气机基元级理想湿压缩物理模型,并基于平衡湿压缩理论结合压气机一维级叠加特性预测方法发展了压气机湿压缩性能快速预测方法.采用该方法对NASA Stage35湿压缩性能进行预测,并与三维数值仿真结果进行对比校验,结果表明:当实际的压气机湿压缩过程接近平衡湿压缩过程(喷湿量＞5％)时,该方法能够较准确的预测压气机的湿压缩特性,具体表现为该方法能够准确预测出不同喷湿条件下压气机气动性能及进出口流动参数的变化规律,同时其对近设计点压比和耗功的预测值相比数值仿真结果误差不超过7.19％;但是受到该方法理想的平衡湿压缩条件的限制,对于实际湿压缩过程偏离平衡湿压缩程度较大的情况(喷湿量＜4％),该方法能够预测出湿压缩对压气机气动特性影响的趋势,但数值上误差较大.

摘要： 在气动优化领域,压气机三维叶片的优化可能需要同时考虑复合弯掠、叶型截面、前尾缘型面等设计变量,优化目标涉及到多个工况下的效率、压比和流量,并且有时还需要对结构强度、噪音传播等因素进行校核与限制.代理辅助优化结合现代优化算法、代理模型以及流场求解器,实现叶片精细优化设计,而代理模型就是指利用部分现有数据训练得到的可在一定程度上替代复杂CFD求解过程的模型策略.在代理辅助优化压气机三维叶片时,CFD评价叶片过程中可能会出现某些叶型存在负网格、流场不收敛以及压力波动误差较大的情况,这样的叶片样本点在优化过程中称为无效样本点.本文以神经网络模型作为代理模型,针对无效样本点在回归模型中的处理方式进行了论证,分别比较了EFL(Exclude From Learning)策略和NVO(Nearest Valid Outputs)策略,结论表明EFL策略对于回归模型是最优的.为了充分挖掘样本空间信息,防止无效样本区域干扰遗传算法寻优过程,提出将神经网络分类模型引入优化过程,在此过程中,分类模型判断样本点有效性,回归模型给定有效样本点对应的输出值,回归模型和分类模型协同作用,共同控制算法优化方向.测试函数验证表明,该种方法能够在一定程度上避免遗传算法陷入间断区域,得出实际最优值,尽管最终效果依赖于分类模型分类准确率,但在文中所设置的工况中,分类模型的引入是会提升整体算法的性能.

摘要： 针对航空发动机热起动时压气机出口压力(P3)采集值异常下掉的故障,建立了故障树,排查分析了故障树中的各底事件,确定故障原因为P3压力传感器内部电压跟随电路接入了容性负载.提出了在电压跟随电路输出端串联电阻的改进措施.经试验验证表明,改进措施有效可行.

摘要： 平面叶栅实验能够直观有效地评定叶型气动性能并验证设计方法,是高性能压气机叶栅设计的重要环节,在叶栅性能基础研究中有重大意义.基于高亚音速叶栅风洞,本文对某压气机原始叶型及其优化叶型进行了平面叶栅实验,对两套叶型的尾迹总压、表面马赫数等参数的分布进行了测量,对比了两套叶型流动特征.实验结果表明:优化叶型对正攻角更敏感,表现出较好的负攻角特性;原始叶型对负攻角更加敏感,表现出较好的正攻角特性;在优化叶型的设计点(1M a=0.7,i=2.5°),优化叶型低总压损失范围较宽且偏向负攻角区域,在0°～2.5°攻角范围总压损失基本不变,其中在设计攻角2.5°时总压损失最低,总压损失系数为8.21％,比原始叶型减少了1.08％;在原始叶型的设计点(1M a=0.5,i=2.5°),优化叶型总压损失有较小增加,但是低总压损失范围向负攻角方向明显扩宽.当进口马赫数超过0.7后,原始叶型总压损失急剧增大,可以预判气流已经分离,而优化叶型的损失增加较为平缓,原始叶型受马赫数影响更加显著.原始叶型在整个轴向弦长范围内静压更低,表面等熵马赫数更高,叶片气动负荷更大,优化叶型由于前缘吸力面加速较快,实验测量时并未捕捉到吸力面加速的过程,但优化叶型减速扩压过程更缓.

摘要： 在本文借助STAR-CCM+软件对压气机性能进行CFD分析.首先通过软件对某增压器三维模型进行表面处理,修补模型表面并进行必要的简化处理,然后用布尔运算将模型中压气机壳体与中间壳体合并为一个体,抽出压气机壳体、中间壳体及叶轮三个体形成的流体域.对于分割好的模型,将流体part定义为region以便进行后续的计算.然后利用软件定义进出口边界及叶轮转速,从而模拟了特定转速下压气机的性能.最后,对仿真模型对应型号的增压器进行实验验证,测得在相应转速下的相关参数,包括压气机入口压力、入口温度、压气机出口压力、出口温度和质量流量.通过实验数据与仿真数据的对比,验证仿真的准确性及二者的差异.分析表明,CFD仿真结果与试验结果接近,仿真结果可作为涡轮增压器压气机设计优化评判依据.

摘要： 为发展一种及时可靠的压气机失稳评价体系,保障压气机正常的工作,提出了基于隐马尔科夫模型(HMM)的压气机气动失稳检测技术.该方法利用压气机叶顶前缘附近的静压传感器获取高响应信号,提取小波特征,由正常工况的数据训练HMM,利用待测阶段的数据在模型中的似然输出来描述其偏离正常状态的程度.通过对不同的小波频率特征进行了对比分析,结果发现,接近于压气机通过频率(BPF)一半的频带特征能较好地表征压气机的失稳特性.HMM模型通过融合小波频带特征表征下的性能退化曲线能有效表现出压气机失稳加剧的趋势,可应用于压气机的失稳检测.

摘要： 压气机叶片打伤是航空发动机使用过程中常见故障.从叶片损伤类型看,有缺口、掉脚、凹坑、裂纹等,且损伤位置分布在压气机叶片的每一级上.本文对发动机装配中发现的多余物进行了分类,分析多余物产生的因素和条件,介绍了压气机转子组件在装配工艺环节操作过程中实施控制多余物的实际操作要求,并通过实施有效的检查方法对多余物进行控制和排除,以保证压气机转子的交付质量.

摘要： 利用NUMECA软件对具有不同前缘几何形状的压气机可调进口导叶的二维叶型做了数值模拟,得到了不同的叶型在不同的安装角和不同的来流马赫数下的流场和气动特性.结果显示对于前缘半径较大的叶型,在导叶安装角较小的工况下有较小的流动损失;对于小前缘半径叶型,在导叶安装角较大的工况下有较小的流动损失;但是过大的前缘半径则会带来更大的损失.说明可调进口导叶设计中应充分考虑工况来选择前缘几何,若导叶安装角变化范围大则应适当地增大叶型前缘半径.

摘要： 为了保证某型压气机流路调整后叶片进出口叶型角分布不变,基于流线面叶型与MISES程序坐标系下叶型之间变换方法提出了一种叶片适应性改进设计方法.该方法首先将流线面叶型变换到MISES程序坐标系下,然后再将MISES程序坐标系下叶型变换为流线面叶型,当第二步中流线面与第一步中流线面不同时,将得到新的叶型.将该方法应用于某型压气机流路调整后出口调直导叶设计,三维计算结果表明改进设计后调直导叶尾缘后气流角更接近轴向,叶尖附近气流角改善幅度达2度,验证了该方法的可行性.

摘要： 作为燃气轮机典型故障,振动问题一直是困扰燃气轮机制造企业的技术瓶颈问题之一,由于振动故障的不确定性及潜伏性,长期以来,一直没有找到彻底解决的方法.通过对整机试验分析和运行期间的振动故障分析以及后续的燃机分解、故检工作,最终确定振动原因及振源位置,并提出了多种振动故障排故方案:根据电站实际需求,采取调整压气机后卸荷腔封严环间隙的方法,保证燃气轮机运行无刮磨.经过振动排故后,燃气轮机再次运行,振动指标符合设计要求,振动故障排除.

摘要： 本发明涉及一种用于轴流式压气机的压气机转子动叶，压气机转子动叶具有动叶轮廓，动叶轮廓具有跨音速部以及动叶轮廓的轮廓部(21)，轮廓部(21)在跨音速部中延伸并且在轮廓部的吸力侧(5)上具有凹吸力侧区(10)和凸吸力侧区(11)，凸吸力侧区被布置在凹吸力侧区(10)的下游，并且在轮廓部的压力侧(4)上，轮廓部具有凸压力侧区(14)和凹压力侧区(13)，凹压力侧区(13)被布置在凸压力侧区(14)的下游，其中轮廓部(21)的压力侧(4)上的曲率变化趋势(27)和轮廓部(21)的吸力侧(5)上的曲率变化趋势(28)均以连续方式施加在轮廓部(21)的轮廓翼弦(22)上，曲率变化趋势(27、28)各自的最小值的位置相互之间的差异不超过轮廓翼弦(22)的长度的10％，并且曲率变化趋势(27、28)各自的最大值的位置相互之间的差异不超过轮廓翼弦(22)的长度的10％。

摘要： 本发明涉及一种用于轴流式压气机的压气机转子动叶，压气机转子动叶具有动叶轮廓，动叶轮廓具有跨音速部以及动叶轮廓的轮廓部(21)，轮廓部(21)在跨音速部中延伸并且在轮廓部的吸力侧(5)上具有凹吸力侧区(10)和凸吸力侧区(11)，凸吸力侧区被布置在凹吸力侧区(10)的下游，并且在轮廓部的压力侧(4)上，轮廓部具有凸压力侧区(14)和凹压力侧区(13)，凹压力侧区(13)被布置在凸压力侧区(14)的下游，其中轮廓部(21)的压力侧(4)上的曲率变化趋势(27)和轮廓部(21)的吸力侧(5)上的曲率变化趋势(28)均以连续方式施加在轮廓部(21)的轮廓翼弦(22)上，曲率变化趋势(27、28)各自的最小值的位置相互之间的差异不超过轮廓翼弦(22)的长度的10％，并且曲率变化趋势(27、28)各自的最大值的位置相互之间的差异不超过轮廓翼弦(22)的长度的10％。

摘要： 本发明涉及压气机技术领域，具体涉及一种低反力度压气机叶片设计方法、动叶及压气机，基于低反力度压气机叶片设计方法包括以下步骤：将叶型的吸力面分为前段、中段和后段；获取至少8个控制点，并根据至少8个控制点生成中段的吸力面型线；将第一控制点、第二控制点设置在中段的吸力面型线的起始端，调整第一控制点和第二控制点的位置以使前段的吸力面型线和中段的吸力面型线平滑相连；将第三控制点、第四控制点设置在中段的吸力面型线的末尾端，调整第三控制点和第四控制点的位置以使中段的吸力面型线和后段的吸力面型线平滑相连；调整第五控制点、第六控制点、第七控制点、第八控制点使所述预压缩型线为S形。本发明能够减小叶片激波损失。

摘要： 本发明提供一种叶轮的子午流道型线、压气机叶轮、压气机和空气循环机，子午流道型线包括：轮盘型线：R/R0＝a1(Z/R0)6–b1(Z/R0)5+c1(Z/R0)4–d1(Z/R0)3+e1(Z/R0)2–f1(Z/R0)+g1；叶顶型线：R/R0＝a2(Z/R0)6–b2(Z/R0)5+c2(Z/R0)4–d2(Z/R0)3+e2(Z/R0)2–f2(Z/R0)+g2。根据本发明能够均匀叶轮流道里的气体流动，减小气体在压气机叶轮子午流道里的冲击损失，提高压气机叶轮效率。

摘要： 本发明提供了一种静叶抗畸变轴流压气机及轴流压气机静叶抗畸变方法，所述压气机静叶畸变区的叶栅稠度大于非畸变区叶栅稠度，非畸变区叶栅稠度为原始稠度。本设计中，静叶轴流压气机的静叶非均匀分布，在受进气畸变流体影响的静叶区域增加叶栅稠度，而不改变其他区域的原始静叶叶片稠度，实现利用非均匀布置静叶调控非均匀流场的目的，保证了压气机在均匀来流情况下性能(流量、压比、效率等)不发生变化，同时提高了进气畸变条件下的气动性能和稳定裕度。

摘要： 本发明涉及燃气轮机技术领域，尤其涉及一种压气机改型方法及一种通过该压气机改型方法获得的压气机。该压气机改型方法，依次包括以下步骤：步骤S1、对原型机整体切顶，使压气机工作状态下的进口空气质量流量减少至改型设计质量流量；步骤S2、对压气机后面级进一步切顶，使压气机后面级的流量系数增大；步骤S3、对压气机前面级和后面级的叶片几何参数分别进行调整，使压气机相较原型机满足：压气机后面级扩散因子减小、流量系数增大、最末级静叶片出口气流均匀性增加，压气机前面级各级通流与原型机保持一致。改型后的压气机满足进口空气质量流量减少，同时保证较高效率和稳定运行范围广的要求。

摘要： 本申请公开了一种压气机叶片的造型方法和压气机叶片。压气机叶片的造型方法包括提供基元叶型的中弧线的前缘金属角和尾缘金属角以及将中弧线的靠近尾缘点的弧线段的金属角设置为与尾缘金属角相同，以获取基元叶型的中弧线。该压气机叶片的尾缘处的金属角设置为不变，这样使得气流在尾缘之前就实现了折转，减小尾缘磨损，进而减小尾缘磨损导致的气动危害，从而有利于压气机长时间稳定可靠的工作。同时尾缘处的金属角不变有利于减小叶片的尾迹宽度，进而减小尾迹的掺混损失。

摘要： 本发明涉及高压压气机铰孔工装及高压压气机转子铰孔方法，属于高压压气机维修领域。高压压气机铰孔工装，包括形状为环形的基体，基体的外周面上沿其周向间隔的开设有多个与基体的内孔连通的滑动孔，每个滑动孔内均容纳有滑块，滑块与滑动孔滑动连接，每个滑块上设置有用于与双头螺栓连接的螺纹孔，螺纹孔的轴线方向与内孔的轴线方向平行，滑块与滑动孔间还设置有限制滑块滑动的定位装置。使用本申请的铰孔工装及铰孔方法，可实现高压压气机转子在一次分、装情况下完成全部铰制螺栓孔组合铰孔，减少产品分、装次数各1次，缩短组合铰孔修理周期约3天。

摘要： 本发明提供了一种叶片结构、具有该叶片结构的压气机及控制该压气机的控制方法，该叶片结构包括叶片和与所述叶片相对转动的壁面，所述叶片所具有的叶顶与所述壁面之间具有第一间隙；所述叶片具有迎风的第一前缘，以及与所述第一前缘相对的第一后缘；所述叶顶设置有用于控制所述叶顶泄露流的多个导流装置，各个所述导流装置沿所述叶片的第一前缘至所述叶片的第一后缘方向分布，当所述导流装置处在第一工作状态，至少一部分所述导流装置与所述壁面之间具有小于所述第一间隙的第二间隙。

摘要： 本实用新型属于压气机转子组件技术领域，尤其为一种压气机转子组件及其压气机转子叶片，压气机转子叶片包括风扇盘和叶身，所述风扇盘的外缘上设有长槽，所述长槽的底部中间位置均匀分布有限位凸块，所述长槽的底部对应限位凸块的外围设有榫槽，所述叶身的底部设有缘板，所述缘板搭接于长槽上，所述缘板的底部设有连接座。本实用新型优化了现有压气机转子叶片的榫头结构，使叶片与风扇盘之间结合更为紧密、牢靠，另一方面通过在风扇盘与缘板外缘上设计螺纹结构，配合螺母将叶片锁固于鼓筒的风扇盘上，进一步提升了叶片与风扇盘的结合度，有效防止缘板转动，产生缘板累积周向间隙或者径向间隙，固定方式简单、快捷，产品极具实用性。