本文關(guān)鍵詞： 重型燃氣輪機 跨音速 葉型設(shè)計 葉柵設(shè)計　出處：《華北電力大學(xué)(北京)》2016年碩士論文　論文類型：學(xué)位論文

【摘要】：電力工業(yè)是國民經(jīng)濟發(fā)展的基礎(chǔ)。為了提高火力發(fā)電效率,調(diào)整能源結(jié)構(gòu),國家大力引進和發(fā)展燃氣輪機電機組及其相關(guān)技術(shù)。隨著重型燃氣輪機在電力行業(yè)的份額增加,其壓氣機跨音速葉片的葉型葉柵國產(chǎn)化研究具有重要意義。本文主要研究工作有：1)對傳統(tǒng)的NACA65(National Advisory Committee for Aeronautics)葉型進行數(shù)值模擬分析,并利用彎道方法根據(jù)仿真結(jié)果對其進行型線修改設(shè)計；探索并驗證了壓氣機葉片的葉型設(shè)計方法與流程。2)研究了跨音速葉型工作特點與要求,基于貝塞爾曲線設(shè)計葉型上下型線、基于橢圓弧構(gòu)造前后緣型線；經(jīng)大量嘗試生成了多種跨音速葉型,并對其中有代表性的四種進行了詳細的空氣動力學(xué)仿真分析對比,有如下規(guī)律：在跨音速流中,彎葉型更易產(chǎn)生斜激波,壓力分布更穩(wěn)定均衡,不易產(chǎn)生附面層分離。最大厚度位置能影響激波的產(chǎn)生的位置,將最大厚度位置在一定范圍內(nèi)后移,激波也能隨之后移。3)以提高葉柵靜壓增壓比,減少損失系數(shù)為目標(biāo),對這四類跨音速葉型的葉柵進行速度特性和功角特性仿真比較,得到規(guī)律如下：在跨音速葉柵中,同一種葉柵內(nèi),速度特性表現(xiàn)為靜壓增壓比隨馬赫數(shù)增大先升高后下降,總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低,損失系數(shù)逐步上升并平穩(wěn),攻角特性表現(xiàn)為從負到正的變化過程中,靜壓增壓比先升高后下降,總壓恢復(fù)系數(shù)先升高后平穩(wěn)再下降,損失系數(shù)先下降后平穩(wěn)再上升。本文經(jīng)過大量仿真實驗與設(shè)計,確定葉型厚度較小、上下型線彎曲度均較大、葉型最大厚度位置靠后的葉型,即第四號葉型為設(shè)計結(jié)果,能滿足重型燃氣輪機壓氣機跨音速葉片的工作需求。
[Abstract]:The electric power industry is the foundation of the national economy development. In order to improve the efficiency of thermal power generation, adjust the energy structure. The country has made great efforts to introduce and develop gas turbine motor sets and related technologies. With the increase of the share of heavy gas turbines in the power industry. It is of great significance to study the localization of the transonic blades of its compressor. The main work of this paper is to study the traditional NACA 65 (1). The leaf profile of National Advisory Committee for Aeronautics was numerically simulated. And the curve method is used to modify the profile according to the simulation results. The working characteristics and requirements of transonic blade profile were studied. The upper and lower profile of blade profile was designed based on Bezier curve and the front and back edge profile of compressor blade was constructed based on elliptical arc. After a large number of attempts to generate a variety of transonic blade, and the representative of four of the detailed aerodynamics simulation analysis and comparison, there are the following laws: in transonic flow, curved blade is more likely to produce oblique shock waves. The pressure distribution is more stable and balanced, and it is not easy to produce boundary layer separation. The position of maximum thickness can affect the position of shock wave, and the position of maximum thickness can be moved backward in a certain range. Shock wave can also move backward. 3) in order to improve the static pressure booster ratio and reduce the loss coefficient, the velocity characteristics and power angle characteristics of these four transonic cascades are simulated and compared. The results are as follows: in the transonic cascade, the velocity characteristic of the same cascade is that the hydrostatic pressure booster ratio increases first and then decreases with the increase of Mach number, the total pressure recovery coefficient decreases gradually, and the loss coefficient increases steadily. The characteristic of angle of attack is from negative to positive, the ratio of static pressure booster first increases and then decreases, and the total pressure recovery coefficient increases first and then decreases steadily. After a large number of simulation experiments and design, it is determined that the blade shape is smaller, the curve of upper and lower profile is larger, and the position of the maximum thickness of the blade shape is lower than that of the back blade. The design result of the fourth blade can satisfy the transonic blade requirement of the heavy gas turbine compressor.
【學(xué)位授予單位】：華北電力大學(xué)(北京)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：TK473

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本文編號：1465314