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带90_弯管的离心压气机进口畸变数值研究

带90_弯管的离心压气机进口畸变数值研究
带90_弯管的离心压气机进口畸变数值研究

第25卷第11期2010年11月

航空动力学报

Journal of Aerospace Power

Vo l.25No.11

Nov.2010

文章编号:1000-8055(2010)11-2556-08

带90 弯管的离心压气机进口畸变数值研究

李 杜,杨 策,陈 山,祁明旭

(北京理工大学机械与车辆学院,北京100081)

摘 要:采用数值模拟计算的方法研究了90 弯管对离心压气机进口流场产生的畸变,并对比了两种弯管在不同轴向位置时其内部流场的区别,分析了弯管所致的进口畸变造成压气机性能下降的原因.结果表明,弯管畸变对离心压气机性能的恶化程度与弯管所在位置有关,距离叶轮进口较远的弯管影响较大.与无弯管相比,弯管造成叶轮进口的流场紊乱.畸变引起压气机性能在大流量时有明显降低,在小流量时恶化程度较小.这是因为流量增大时,进口畸变的作用增强,可以一直发展到蜗壳入口,并与舌部引起的周向畸变联合作用导致压气机性能下降.流量减小时,进口畸变的影响会减弱叶轮流道中的损失,有利于保持近失速状态下的压气机性能.

关 键 词:进口畸变;弯管;离心压气机;数值模拟;流场结构中图分类号:T K 474 文献标识码:A

收稿日期:2010-04-21;修订日期:2010-07-06

作者简介:李杜(1983-),男,湖南岳阳人,博士生,主要从事叶轮机械内部流动研究.

Numerical simulation on inlet distortion of centrifugal compressor

with 90 bent pipe

LI Du,YA NG Ce,CH EN Shan,QI M ing -xu

(School of M echanical Eng ineer ing,

Beijing Institute of T echno logy ,Beijing 100081,China)

Abstract:T o understand the effects of centr ifugal compressor inlet distortion caused by

90 bent pipe,tw o different axial position inlet bent pipes w ere numerically simulated w ith com pressor and the influence on compresso r performance w as analy zed.T he results show different per for mance deterior ation betw een different bent pipes,the larg er distance betw een bent pipe o utlet and impeller inlet leads to m ore decrease.T he bent pipe m akes the flow field of impeller inlet strongly diso rderly.The disto rtio n causes a no ticeable decline in compresso r performance under large mass flow rate and a slight drop at low m ass flow rate.T he effect of inlet distortion amplifies and develops to the volute inlet w hile the mass flow rate incr eases,w hich functions to gether w ith circumferential distortion caused by volute tongue,resulting in decrease o f the perfo rmance.When the mass flow rate is low ,the inlet distor tion r educes the flow loss in impeller passag e,helping to maintain the performance o f co mpresso r at low mass flow r ate.

Key words:

inlet distor tion;bent pipe;centrifugal compressor;numerical sim ulation;flow field structure

离心压气机在航空航天、车辆动力等各方面都有着广泛的运用.在压气机的设计或实验中,一

般都是假设或保证压气机进口流场是均匀和稳定的.事实上,在多种应用场合,存在着各种非均匀

第11期李 杜等:带90 弯管的离心压气机进口畸变数值研究

进气环境.如航天发动机中进气畸变就是一种广泛存在的现象;在很多化工工艺过程中,离心压缩机经常需要在级间加气,这将会直接影响到下一级的入口;在轴流-离心组合压气机中,压气机的进口会明显受到前级叶片及其尾迹的影响;在车用发动机的涡轮增压系统中,由于受空间限制或二级增压的要求,压气机前的弯曲管道会造成非均匀的和非轴对称的进口畸变.

进口畸变对于轴流压气机的失速裕度作用明显,因此对于轴流压气机的进口畸变国内外均有较丰富的研究[1-6],而离心压气机则相对很少. Ariga等人在1983年对带无叶扩压器的低速离心压气机的进口畸变进行了系统的实验研究[7],在叶轮入口前分别制造了径向的轮毂、轮缘和周向上的总压畸变.结果表明,与无进口畸变的压气机相比,这三种畸变都造成了性能的下降.周向畸变比径向的影响大,而叶尖的畸变比叶根的影响大.Engeda等人对不同离心压气机入口管道进行了数值模拟研究(不带蜗壳)[8],发现在弯管内插入导流片使压气机性能得到了优化.Zemp等对离心压气机叶轮的进口畸变进行了非定常计算[9],表明叶片载荷在前缘位置波动幅度最大并随流量减小.国内对离心压气机进口畸变的研究很少,周颂东等人对离心压气机进口畸变的影响进行了实验研究[10-11],其总压径向组合畸变提高了压气机的性能和喘振裕度.

由此看出,对于离心压气机,尤其是高速小流量压气机,对于其进口畸变的研究十分有限.而由于其单级压比高,体积小的特点在涡轮增压器和微小燃机轮机上应用广泛,这些应用场合中压气机前弯管是造成进口畸变的主要因素.本文采用数值模拟的方法,对涡轮增压器上使用的离心压气机进行研究,安装两个不同轴向位置的入口弯管,分析它们对压气机入口造成的畸变以及对性能的影响.

1 数值模型与结果确认

研究对象为某高速小流量离心压气机,带无叶平行壁扩压器,扩压器后接蜗壳.对叶轮网格划分采用NUM ECA软件中的IGG(交互式几何建模与网格生成系统)/AU TO GRID模块自动生成,并复制出整周全通道叶轮网格;蜗壳网格采用IGG手动划分,使用蝶型网格提高网格正交性.压气机子午面和整级网格结构如图1和图2所

示,压气机主要几何参数列在表1中.

图1 原始压气机尺寸

F ig.1 Or ig inal compressor co nf igur at ion

图2 原始压气机网格结构

F ig.2 Or ig ina l compressor mesh

表1 压气机主要几何参数

Table1 Principle geom etry parameters of

original compressor

参数数值

主叶片数7

分流叶片数7

叶片后弯角/( )35

设计转速/(r/min)80000

叶轮进口直径D1/mm61

叶轮出口直径D2/mm90

扩压器进口直径D3/mm108

蜗壳进口直径D4/mm144

定常计算采用NUM ECA软件求解三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,湍流模型选用Spalart-Allm aras(S-A)模型,采用有限体积中心离散方法,空间项的离散采用中心差分格式,时间项采用四阶Runge-Kutta方法迭代求解,并采用多重网格方法、隐式残差光顺等方法加速收敛.压气机进口给定均匀的总温、总压和轴向进气;计算时,逐渐提高出口背压计算到压比增长缓慢时改为给定质量流量,直到收敛解不再存在.

2557

航 空 动 力 学 报

第25卷

图3给出了原始模型计算得到的压气机级特性与实验值比较.在压气机设计点附近,压气机模型计算得到的压比与实验值能较好吻合.在近堵塞的大流量点,数值模拟的效率、压比值略高于实验值;过最高效率点后,数值模拟得到的效率下降较快,压比上升较慢,都低于实验值.这些偏差可能是由于数值模拟时给定了边界气流参数平均分布、而实验时压气机进、出口参数分布不均造成的,所以此原始模型对于预测此压气机的性能是可靠的

.

图3 原始压气机模型计算与实验特性对比F ig.3 Char acter istics compariso n betw een simulat ion

and ex per iment of o rig inal co mpr esso r

2 进口弯管及其对压气机性能的

影响

针对原始压气机的模型,在叶轮入口前增加一段等直径圆截面90 弯管,其直径与叶轮入口直径D 1相同,入口前有一段20mm 直管,尺寸如图4所示,R =80.5m m,r =30.5m m.三种模型的规格如表2所示,p1与p2的弯管几何与网格结构完全相同,区别仅在于其出口与叶轮封头的水平距离分别为D 1和D 1/

4.

图4 弯管尺寸Fig.4 Bent pipe geo met ry

表2 三种压气机特征

Table 2 Model distinctions of for simulation

压气机模型

代号

网格数

弯管出口与

叶轮进口的

距离

o 6

171327

p1*******D

1

p2*******D 1/4

在模型p1和p2的数值定常计算中,入口给定与模型o 相同的均匀总温、总压与垂直入口平面进气,并采用与模型o 相同的计算方法.图5给出了三者计算结果的性能比较.可以看出,在入口前增加了一段弯管后对压比和效率都造成了一定的恶化,尤其是p1代表的较长管道.这种性能的下降在流量变大时愈加明显,而流量减小至接近失速时恶化程度则很小.进口弯管的位置对于压气机的失速裕度没有明显影响.在文献[12]中,Brune

等人为研究利用低压废气再循环降低柴油

图5 原始压气机与带弯管压气机性能比较F ig.5 P erfo rmance maps for three compresso rs

2558

第11期李 杜等:带90 弯管的离心压气机进口畸变数值研究机排放,对涡轮增压器的离心压气机进口进行了有无弯管的实验,其压气机性能的实验结果与上述的计算结果吻合一致,因此这三种模型的定常计算结果可以较好地预测实际带弯管的压气机性能.下面选取近堵塞的大流量点和最高效率点附近的小流量点对计算结果进行比较分析.

对于弯管来说,主要的损失来源于两个方面:一,是二次流在弯管内以及下游直管内的影响;二,是弯管内侧可能产生分离.图6

表示了大流量

图6 弯管出口截面静压等值线图(单位:kPa)Fig.6 Static pressur e dist ributions of bent

pipe o ut let (unit:kPa)

时弯管出口的静压分布,可见外侧的压力高于内侧.较高压强部位的流体沿管壁向低压部位运动,形成了如图7所示的双螺旋流.由于模型p1弯管后管道较长,受其影响,与模型p2的弯管出口有一定的差别.

由于在弯曲管道中气体可能出现回流,为分析气流在叶轮前的管道中的流动变化情况,在p1和p2的弯管中的相同位置取了4个垂直于流道中心线的S 1~S 4截面,如图8所示,

并给出了大

图7 弯管出口截面流线分布

F ig.7 St reamlines distributio ns o f bent pipe o ut

let

图8 管道截面中心线上的截面法向速度分布

Fig.8 N or mal v elocity distributio ns o n central line o f cr oss -sections

2559

航 空 动 力 学 报第25卷

流量时各截面内中心线上垂直于截面的法向速度.对于p1和p2,气流经S 1截面至S 2截面时弯管内侧速度有所增加,在接近内外侧壁面时速度减小,S 3截面和S 2截面上的法向速度基本相同.到弯管出口S 4截面时,垂直于截面的轴向速度在内侧明显降低,p1模型中甚至出现了回流.对于理想流体,速度减小则压力增大,在气流从S 3截面到S 4截面的过程中,内侧壁面附近速度继续减小,若在某处速度降为零时,压力持续增大的趋势会迫使此处气体被迫反向逆流,说明在S 4截面顶部处即已出现了边界层的分离.p2中弯管出口S 4截面中未出现明显回流则是因为距离叶轮进口较近,由于叶轮的抽吸作用,气流迅速进入叶轮流道.模型p1中的S 5截面与叶轮前缘的轴向距离和p2中的S 4截面相等,可以发现,由于p1弯管出口与叶轮前缘仍有一段距离,而这段仅一倍于管道直径左右的轴向距离,远远不足以促使速度的重新均匀分配,这是p1相对p2在叶轮入口产生更严重非均匀流场的主要原因.

3 弯管造成压气机进口畸变的研究

为方便分析表述,在图9中给出了叶轮示意图并对叶片进行了编号.图10表示了三种压气机模型在近堵塞点的叶轮进口总压分布.除叶轮封头结构造成的叶根附近的总压变化外,可以看出,与原始压气机相比,p1和p2的叶轮入口存在较为明显的畸变.p1的弯管出口的低压区经过较长的管道发展后,已影响到叶轮进口前的叶高中间位置;而p2中由于较短的管道长度,造成的总压畸变在径向范围上也较小.而在总压的周向分布上,两者造成的畸变都占据了大约两个叶轮通道的距离,并相对叶轮轴线稍有逆时针方向的偏移

,

图9 压气机叶轮Fig.9 Compressor impeller

主要对应于1号和7号叶片前的周围位置.图11、图12和图13分别给出了叶轮进口各叶片前在大流量点的轴向速度、相对气流角和相对马赫数分布曲线.定义进口相对气流角为相对速度和子午流动方向上的夹角,规定和叶片旋转方向相反为负值.如图11所示轴向速度分布中,相对于模型o 的均匀分布,p1和p2的各个叶片前缘的轴向速度均有不同,其中7号叶片对应的位置变化较为明显.由叶轮进出口速度三角形可知,在叶轮转速和质量流量不变的前提下,叶轮进口轴向速度的减小导致了相对气流角的数值增大,如图12所示.而相对马赫数的分布不均更加明显,如图13,其中7号叶片前的相对马赫数较其他位置有较大的差距.另外,通过p1与p2的比较可以看出,p1中7号叶片前缘对应的位置从30%叶高开始便有明显的变化,而p2开始出现差别的位置要更接近叶顶.可见p1叶轮进口前产生畸变的区域在径向范围上更大.小流量时的叶片前气流参数分布与大流量时类似,流场的不均匀同样存在,这里不再给出

.

图10 大流量点叶轮进口总压云图

Fig.10 T otal pr essure distr ibutions o f impeller inlet at lar ge mass flo w r ate

2560

第11期李 杜等:带90

弯管的离心压气机进口畸变数值研究图11 大流量点叶轮进口轴向速度分布

F ig.11 A xial velocity distributio ns of impeller inlet at larg e mass flow

rate

图12 大流量点叶轮进口相对气流角分布

Fig.12 Relative flo w ang le distributio ns o f impeller inlet at larg e mass f low rat

e

图13 大流量点叶轮进口相对马赫数分布

F ig.13 Relativ e M ach number distr ibut ions of impeller inlet at lar ge mass flo w r ate

图14和图15给出了三种压气机模型蜗壳入口径向速度和静压升的周向分布,其中静压升表示了扩压器段的压力变化.在近堵塞的大流量点,p1和p2蜗壳入口的径向速度在除舌部附近的周向位置上都有明显的增加,而静压的提升在舌部下游较原始模型有所增加,在经过240 位置,即转过舌部180 角附近反而有所降低;而小流量时

三者径向速度和静压的周向分布几乎没有差别.径向速度的升高和静压分布的不均匀导致蜗壳内流动损失的增大,因此p1和p2在大流量时性能较之小流量点有显著降低.由此可见,在大流量点入口弯管造成的畸变会一直影响到蜗壳入口,而

小流量时这种畸变的作用经过扩压器后要明显减弱,在气流运动到蜗壳以前就消失殆尽了.

2561

航 空 动 力 学 报第25

图14 大流量点蜗壳入口参数分布Fig.14 V o lute inlet parameter s distr ibut ions

at larg e mass flow

rate

图15 小流量点蜗壳入口参数分布Fig.15 V o lute inlet parameter s distr ibut ions

at lo w mass flo w r ate

图16和图17给出了在两种工况下叶轮槽道在90%叶高处的熵分布图.可以看出,在近堵塞的大流量点,带弯管的模型在7号主叶片的吸力面形成了高熵区外,其中以p2的损失更大,其他通道内的熵分布与模型o 并没有明显的区别.在小流量点,原始模型o 的叶轮通道中,主叶片吸力面的分离流动和主流的掺混,导致在叶轮前缘后形成高熵区;而在模型p1和p2中,由于入口参数的不均匀,导致叶轮各槽道内熵值分布也各有不同.如1号、2号、3号叶片之间槽道,主叶片吸力面和分流叶片之间的高损失区有明显的减弱和缩小,低能流体的区域增大,这样降低了近轮缘面流道内的堵塞和损失,有利于维持压气机的效率

.

图16 大流量点90%叶高处的熵值分布F ig.16 Entro py dist ributions at 90%span

at larg e mass flow

rate

图17 小流量点90%叶高处的熵值分布F ig.17 Entro py dist ributions at 90%span

at lo w mass flo w r ate

2562

第11期李 杜等:带90 弯管的离心压气机进口畸变数值研究

4 结 论

本文采用数值计算方法对某离心压气机的进口畸变情况进行了研究,分析了离叶轮进口不同轴向位置的弯管内的流动情况,研究了进口弯管对于压气机性能的影响.结果说明:

1)离心压气机进口前的弯管对压气机性能的影响程度与其距离叶轮入口的位置有关,对于本文所研究的叶轮直径90mm压气机及其对应弯管,弯管距离叶轮进口较近的模型性能较优,可以为此类压气机进口的管道布置提供参考.

2)弯管造成的畸变,主要作用在叶轮进口一定周向范围内,在大流量时有一定程度的恶化,对近失速的状态影响较小.小流量时叶轮进口畸变发展到扩压器后基本消除,而大流量时则可以一直影响到蜗壳入口,与蜗壳舌部造成的周向畸变一起作用而导致性能下降明显.

3)小流量时,弯管造成叶顶处有限的周向畸变,在一定程度上可以改善叶轮通道内的流动状况,从而保持压气机接近失速时的性能.

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2563

现代风扇压气机设计技术

现代风扇压气机设计技术 定义与概念:压气机是燃气轮机的重要部件,它的作用是提高空气的总压。压气机包括"转子"和"静子"两部分," 转子"是沿轮缘安装许多叶片的几个轮盘组合而成的,每个轮盘及上面的叶片称为一个"工作轮",工作轮上的叶片称为工作叶片。"静子"是有几圈固定在机匣上的叶片组成的。每一圈叶片称为一个整流器。工作轮和整流器是交错排列的,每一个工作轮和后面的整流器为一个"级"。 风扇是涡轮风扇发动机的重要部件之一,它的作用与压气机的相同。风扇后面的空气分为两路,一路是外涵道,一路是内涵道。风扇一般为一级,使结构简单。 风扇/压气机设计技术主要包括气动设计技术、全三元计算技术、间隙控制技术、旋转失速和喘振控制技术、结构设计技术、材料与工艺技术等方面。 国外概况:目前,战斗机发动机的推重比在不断提高,因此要求风扇/压气机级压比不断提高但又保持效率在可接受范围内,这始终是风扇/压气机设计所追求的目标。美国80年代中期开始实施的"综合高性能涡轮发动机技术"计划(即IHPTET计划)的目标是在下世纪初验证推重比为20的战斗机发动机技术,风扇结构最终实现单级化,压气机也由9级减为3级。俄罗斯的风扇/压气机的研制计划与美国IHPTET计划相类似。也就是说,研制高压比风扇/压气机已经成为风扇/压气机的发展趋势。美国、俄罗斯等国家都已制订研究计划并已取得阶段性成果。 风扇单级压比在目前最先进战斗机发动机F119上已达1.7;在预研的试验件上,美国达2.2,叶尖速度475m/s;而俄罗斯试验件单级压比达2.4和3.2,叶尖速度则分别为577m/s和630m/s。转子叶片展弦比则减小到1.0左右。 对于核心压气机,也呈现大致相同的发展趋势。核心压气机平均级压比从50年代的1.16提高到90年代的1.454,而叶尖速度从291m/s提高到 455.7m/s。目前,美国现役战斗机发动机和正处于工程和制造发展阶段的90年代先进战斗机(ATF),其核心压气机基本上是70年代研制成功的。 GE公司下一代核心压气机正处于研究起步阶段,目标是比目前最高级压比再提高25%。由此可见,追求更高的级压比一直是各国研制风扇/压气机的发展方向。 风扇/压气机的级压比的提高主要有以下途径:一是进一步发展传统的跨音级风扇/压气机。传统的跨音级风扇/压气机是指转子相对来流叶尖超音、叶根亚音,静子绝对来流亚音。目前各国现役发动机风扇/压气机进口级均属此类型。进一步发展传统的跨音级风扇/压气机即进一步提高叶尖切线速度,如采用小展弦比前缘后掠式叶片,将叶片设计成掠式几何形状以合理控制通道激波的强度,在利用气流跨越激波产生压比突跃的同时控制激波的损失。二是研制超音通流风扇。80年代后期NASA 刘易斯研究中心开始实施一项超音通流风扇计划,研制出的此类风扇进出口轴向气流速度均超音。与传统跨音风扇相比,当叶尖切线速度相同时,超音通流风扇可实现更高的级增压比。 1、风扇/压气机的气动设计技术 压气机的气动设计又可分为: 初始方案设计

压气机的压气过程

习题提示与答案 第八章 压气机的压气过程 8-1 设压气机进口空气的压力为0.1 MPa ,温度为27 ℃,压缩后空气的压力为0.5 MPa 。设压缩过程为:(1)绝热过程;(2)n =1.25的多变过程;(3)定温过程。试求比热容为定值时压气机压缩1 kg 空气所消耗的轴功及放出的热量。 提示:略。 答案:(1)(w s )c s =-176 kJ/kg ;(2)(w s )c n =-163 kJ/kg ,q c n =-48.94 kJ/kg ; (3)(w s )c T =-138.6 kJ/kg ,q c T =-138.6 kJ/kg 。 8-2 按上题所述条件,若压气机为活塞式压气机,其余隙比为0.05,试求三种压缩过程下压气机的容积效率。 提示:余隙比h s V V ,容积效率1])[(111 2??=n h s V p p V V η。 答案:=0.892,=0.869,=0.8。 Vs ηVn ηVT η 8-3 设活塞式压气机的余隙比为0.05,试求当压气机的压缩过程分别为绝热过程、n =1.25的多变过程、定温过程时,压气机的容积效率降低为零所对应的增压比。 提示:容积效率1])[(1112?? =n h s V p p V V η。 答案:( 12p p )s =70.98;(12p p )n =44.95;(12p p )T =21。 8-4 有一台两级压气机,其进口的空气压力为0.1 MPa ,温度为17 ℃,压气机产生的压缩空气的压力为2.5 MPa 。两级气缸中的压缩过程均为n =1.3多变过程,且两级中的增压比 相同。在两级气缸之间设置有中间冷却器,空气在其中冷却到17 ℃后送入高 压气缸。试求压气机压缩1 kg 空气所需要的轴功,以及中间冷却器和两级气 缸中所放出的热量。 两级压缩的示功图 提示:两级压缩的增压比相同,压缩过程多变指数相同,则两级压缩耗 功量相同;中间冷却器中空气经历的是定压冷却过程,过程放热量q=c p 0ΔT , 且充分冷却时,T 2′ =T 1;压缩过程的初始温度相同、增压比相同,则过程热 量也相同。 答案:(w s )c =-324.5kJ/kg ,q c =-62.26kJ/kg ,q =-131kJ/kg 。

离心式压气机的工作原理

航空发动机原理

压气机的工作原理 根据气流在压气机的流动方向,可将压气分为两大类,气流沿离开叶轮中心方向流动的叶做离心式压气机;气流沿与叶轮轴平行方向流动的叫做轴流式压气机。此外还有轴流式与离心式压气机混合而成的混合式压气机。目前使用最广泛的是轴流式压气机,以下将作重点介绍。 轴流式压气机的基本组成,由静子和转子组成。静子由多排叶片组成,这些叶片叫做整流叶片,由一排流叶片组成的圆环叫做整流环,各整流环固定在机匣上。转子由多排叶轮组成,每一排叶轮上固定了许多工作叶片,压气机叶轮最终能过叶轮轴与涡轮的工作叶轮轴相连,并由涡轮带动高速旋转。 轴流式压气机的叶轮和整流环是交错排列的。一个叶轮和后面相邻的整流环构成了压气机的一级。单级压气机增压比不高。一般约为1.2-1.8。为了得到更高的增压比,目前用在民航机上的涡扇发动机的轴流式压气机级数常为10-20级,压气机增压比高达30-40。 有些轴流式压气机的进口安装了一排固定的导流叶片,它们所组成的圆环叫做导流环。空气在压气机中的流动 从进气道流入压气机的空气,首先流过导流环,然后依次流过各级的叶轮和整流环,最后从末级整流环流出进入燃烧室。由于空气在压气机中的流动较为复杂,同时气流在不同半径叶片通道内的流动大体相仿,为了便于分析,我们假想用一条通过各级叶轮平均地半径处的直线绕叶轮旋转,来切割叶轮和整流环叶片,得到压气机——“基本级”,每级压气机可看成是很多基元级相叠加而成。

所以空气在基元级中的流动可看成压气机工作的缩影。把所得到的基元级切片在平面上展开,就得到——平面叶栅图形。 目前大多数航空燃气轮机都采用轴流式压气机,只有小功率、小流量的涡轴和涡浆发动机上才采用离心式压气机。在20世纪40年代末和50年代初、涡喷发 动机也曾采用离心式压气机。 离心式压气机由导流器, 叶轮, 扩压器, 导气管等部分组成,叶轮和扩压器是其中两个主要部件。导流器:安装在叶轮的进口处,其通道是收敛形的使气流以一定方向均匀进入工作叶轮, 以减小流动损失,空气在流过它时速度增大,而压力和温度下降。叶轮:是高速旋转的部件,叶轮上叶片间的通道是扩张形的,空气在流过它时, 对空气作功, 加速空气的流速, 同时提高空气的压力。扩压器:位于叶轮的出口处,其通道是扩张形的,空气在流过它时将动能转变为压力位能,速度下降, 压力和温度都上升。导气管:使气流变为轴向, 将空气引入燃烧室。 离心式压气机属于叶片机械,其工作原理是以高速气流与工作叶轮和固定叶片的相互动力作用为基础,与容积式压气机相比离心式压气机的优点是:消耗同样的功率时,比容积式压气机的效率高,并能得到较高的增压压力,一般能达到0.147~0.196MPa以上;结构简单紧凑,重量轻,金属消耗量少。目前离心式压气机在内燃机增压方面获得广泛的应用。离心式压气机的缺点是随着转速的降低,增压压力便急剧下降。空气经滤清器进入气道,进气道的断面沿气流方向逐渐缩小,以便提高气流的稳定性。进气道一定要能保证在流动损失为最小的情况下,把空气均匀地导向工作轮。工作轮装装花链轴上,尺寸小的可安装在光轴上。工作轮可由曲轴通过机械驱动,也可直接由涡轮机驱动。 空气沿进气道进入工作轮随工作轮一起旋转,受到离心力的作用沿着工作轮上叶片所构成的通道流动,使空气受到压缩,这时压力从P1增加到P2,气流速度从c1增加到c2,驱动工作轮的机械功转化为空气在工作轮中获得的动能,和以压力形式表现的势能。工作轮出口处的功能一般为气流总能量的一半,因此,

轴流压气机设计流程

轴流压气机设计 压气机是航空发动机的核心部件,压气机内部流场存在很大的逆压梯度,有着高度的三维性、粘性及非线性和非定常性,而多级压气机还存在复杂的级间匹配,这些都使得压气机的设计难度很大,一直是发动机研制中的瓶颈技术。 一、压气机设计方法的发展 一个世纪以来,伴随着气动热力学和计算流体力学的发展!轴流压气机的设计系统在不断进步,带动着压气机设计水平的提高。 20世纪初采用螺桨理论设计叶片;20-30年代采用孤立叶型理论设计压气机;30年代中期开始,由于叶栅空气动力学的发展和大量平面叶栅试验的支持,研制了一系列性能较高的轴流压气机;50年代开始采用二维设计技术,用简单径向平衡方程计算子午流面参数,叶片由标准叶型进行设计;70年代建立了准三维设计体系,流线曲率通流计算和叶片流动分析是这一体系的基础,可控扩散叶型等先进叶型技术开始得到应用;90年代初以来,以三维粘性流场分析为基础的设计体系促进了压气机设计技术的快速发展。 风扇/轴流压气机的设计体系以流动的物理模型发展为线索,以计算能力的高速发展为推动力,大致经历了一维经验设计体系、二维半经验设计体系、准三维设计体系、三维设计体系四个阶段。并正在朝着压气机时均(准四维)和压气机非定常(四维)气动设计体系发展。 目前的压气机的设计体系大致可以分为四个阶段:初始设计、通流设计、二维叶型设计、三维叶型设计。 二、压气机设计体系 1.初始设计 这是一个建立压气机的基本轮廓的阶段,根据给定的流量、压比、效率、稳定裕度等参数,来确定压气机级数、级压比、效率、子午面流道、各排叶片数等,并可以进一步可估算重量。而且整体设计的决策还要统筹风险、技术水平、时间和花费等。 初始设计主要依据一维平均流线计算程序进行计算,在给定设计点流量、压比、转速及转子进口叶尖几何尺寸的条件下,可确定压气机级数、轴向长度、并且优化载荷轴向分布,得到设计点在平均半径处的速度三角形和各级平均气动参数。初始设计阶段包括压气机主要参数的确定以及同其它部件的协调,并且为S2流面计算提供初始流道几何尺寸。而这个程序主要依赖于经验以及以往积累的数据库。 初始设计它是方案设计中的基础阶段,不管计算流体动力学如何发展,该设计过程仍是压气机设计中不可缺少的一部分。正是这个部分是整个设计过程中最重要的部分,因为如果在这里发生了基本的错误,之后就无法通过优化或者其他改变来纠正这一情况,压气机基本结构设计出现错误会带来严重的后果。 2.通流设计 通流设计根据叶片扭向设计规律,采用S2流面流场计算方法,分析并确定各排叶片进出口速度三角形及各排叶片匹配关系。 S2流面气动计算一般采用流线曲率法,求解S2平均流面上的完全径向平衡方程。最初的压气机通流设计计算采用忽略流线坡度和流线曲率的“简化径向平衡方程”获取叶片设计需要的速度三角形,这种方法在低压比的压气机设计中起着基本的作用。后来发展了考虑流线坡度和流线曲率影响的“完全径向平衡方程”和S2流面理论,使压气机的设计计算结果更加准确,特别是针对跨音速流也促进了压气机性能的提高。不过,直到上世纪80年代,由于理论和数值计算方法的原因,通流设计求解方法都是在忽略了气流粘性的影响的简化方程下完成。随着压气机设计的实践的深入和计算方法的发展,上世纪80年代开始在压气机

压气机的理论压缩功

第9章压气机 一、教案设计 教学目标:使学生熟悉压气机热力过程,活塞式压气机工作原理,耗功量计算;余隙容积对压气机性能的影响;多级压缩与级间冷却;叶轮式压气机的工作原理。知识点:活塞式压气机工作原理,耗功量计算;余隙容积对压气机性能的影响;多级压缩与级间冷却;叶轮式压气机的工作原理。 重点:压气机耗功量的计算方法,提高压气机效率的方法和途径。 难点:多级压缩过程中各级增压比的确定,提高压气机效率的方法和途径。教学方式:讲授+多媒体演示+课堂讨论 师生互动设计:提问+启发+讨论 问:余隙容积的存在使压气机产气量下降,对实际耗功有没有影响?。 问:活塞式压气机为什么应采用隔热措施? 问:为什么若实施定温压缩产生高压气体,可不必分级压缩、中间冷却? 问:为什么活塞式压气机适用于高压比、小流量;叶轮式压气机适用于小压比、大流量? 学时分配:2学时 二、基本知识 第一节气体的压缩及压气机的耗功 一、气体压缩 1压气机:用来压缩气体的设备 2.。压气机的分类 1)压气机按其产生压缩气体的压力范围,习惯上常分为: ①通风机(pg<0.01MPa); ②鼓风机(0.01MPa0.3Mpa)。 2)按压缩原理和结构分压气机分为: 活塞式、叶轮式(离心式和轴流式)及引射式。

三、压气机的实际耗功(压气机的效率)21 '2'1 cs cs cs w h h w h h η-== -21 '2'1 cs cs cs w T T w T T η-= = -1.压气机的实际耗功 对于理想气体 1 2s p 1 p 2 s T 22.压气机的绝热效率 '2'1 cs w h h =-压气机的实际耗功 第二节 单机活塞式压气机 一、单机活塞式压气机工作过程

风扇压气机设计技术

风扇/压气机设计技术 ——气动设计技术;间隙控制;旋转失速;防喘技术 ——发动机;风扇;压气机; 定义与概念:压气机是燃气轮机的重要部件,它的作用是提高空气的总压。压气机包括"转子"和"静子"两部分,"转子"是沿轮缘安装许多叶片的几个轮盘组合而成的,每个轮盘及上面的叶片称为一个"工作轮",工作轮上的叶片称为工作叶片。"静子"是有几圈固定在机匣上的叶片组成的。每一圈叶片称为一个整流器。工作轮和整流器是交错排列的,每一个工作轮和后面的整流器为一个"级"。 风扇是涡轮风扇发动机的重要部件之一,它的作用与压气机的相同。风扇后面的空气分为两路,一路是外涵道,一路是内涵道。风扇一般为一级,使结构简单。 风扇/压气机设计技术主要包括气动设计技术、全三元计算技术、间隙控制技术、旋转失速和喘振控制技术、结构设计技术、材料与工艺技术等方面。 国外概况:目前,战斗机发动机的推重比在不断提高,因此要求风扇/压气机级压比不断提高但又保持效率在可接受范围内,这始终是风扇/压气机设计所追求的目标。美国80年代中期开始实施的"综合高性能涡轮发动机技术"计划(即IHPTET计划)的目标是在下世纪初验证推重比为20的战斗机发动机技术,风扇结构最终实现单级化,压气机也由9级减为3级。俄罗斯的风扇/压气机的研制计划与美国IHPTET计划相类似。也就是说,研制高压比风扇/压气机已经成为风扇/压气机的发展趋势。美国、俄罗斯等国家都已制订研究计划并已取得阶段性成果。 风扇单级压比在目前最先进战斗机发动机F119上已达1.7;在预研的试验件上,美国达2.2,叶尖速度475m/s;而俄罗斯试验件单级压比达2.4和3.2,叶尖速度则分别为577m/s和630m/s。转子叶片展弦比则减小到1.0左右。 对于核心压气机,也呈现大致相同的发展趋势。核心压气机平均级压比从50年代的1.16提高到90年代的1.454,而叶尖速度从291m/s提高到455.7m/s。目前,美国现役战斗机发动机和正处于工程和制造发展阶段的90年代先进战斗机(ATF),其核心压气机基本上是70年代研制成功的。GE公司下一代核心压气机正处于研究起步阶段,目标是比目前最高级压比再提高25%。由此可见,追求更高的级压比一直是各国研制风扇/压气机的发展方向。 风扇/压气机的级压比的提高主要有以下途径:一是进一步发展传统的跨音级风扇/压气机。传统的跨音级风扇/压气机是指转子相对来流叶尖超音、叶根亚音,静子绝对来流亚音。目前各国现役发动机风扇/压气机进口级均属此类型。进一步发展传统的跨音级风扇/压气机即进一步提高叶尖切线速度,如采用小展弦比前缘后掠式叶片,将叶片设计成掠式几何形状以合理控制通道激波的强度,在利用气流跨越激波产生压比突跃的同时控制激波的损失。二是研制超音通流风扇。80年代后期NASA 刘易斯研究中心开始实施一项超音通流风扇计划,研制出的此类风扇进出口轴向气流速度均超音。与传统跨音风扇相比,当叶尖切线速度相同时,超音通流风扇可实现更高的级增压比。

离心压气机设计方法综述--

离心压气机设计方法综述 压缩机是把原动机的机械能转变为气体能量的一种机械,分为容积式和透平式两种。透平式压缩机是一种叶片式旋转机械,其中气体压力的提高是利用叶片和气体的相互作用来实现的,按照结构分为离心式压气机和轴流式压气机两种。离心式压气机中气体压力的提高,是由于气体流经叶轮时,由于叶轮旋转,使气体受到离心力的作用而产生压力,与此同时气体获得速度,而气体流过叶轮,扩压器等扩张通道时,气体的流动速度又逐渐减慢从而使气体压力得到提高。 设计一台离心压气机包括多方面的内容,主要有:结构设计;通流部分的选择和计算;强度与振动计算;工艺设计;自动控制和调节;以及驱动型式等问题。这里主要讨论前两项。 在离心压气机设计方法上,先后出现了几何设计方法,二维气动设计方法,准三维气动设计方法,全三维气动设计方法。以这些方法为理论基础,建立了离心压气机计算机辅助集成设计系统。这种设计系统的建立,为高性能离心压气机设计提供了有效工具。 最早用于离心压气机叶轮叶片的成形方法是几何成型方法,这是一种比较简单的成型方法。国内增压器研究领域在50年代从前苏联引进的径向叶片的“双回转中心法”是几何成型方法中的代表,并在国内涡轮增压器领域得到广泛的应用。该方法成型规律比较简单,使用该方法设计前倾后弯曲线不太可能。于是产生了离心压气机叶轮的“骨架成型法”,这种方法可以弥补“双补转中心法”的不足。但是,成型后弯叶片时,需要数控铣床。 早期设计离心压气机叶轮时,设计人员认为叶片型线是由二次曲线组成的,如使用圆弧线,抛物线等代表叶型、轮缘、轮毂型线形状。使用二次曲线表示的叶片型线形状的一般表达式为 f ez dr cz brz ar +++++=2222 2γθ 式中,r 为半径,z 为叶轮轴向坐标,a,b,c,d,e,f 为系数。系数决定叶轮进口角度和叶型型线。Eckerdt 即采用上式设计了Eckerdt 叶轮。Whitfield 等人认为叶轮型线可由下式表示:

第三章 轴流压气机工作原理

第三章 轴流压气机的工作原理 压气机是燃气涡轮发动机的重要部件之一,它的作用是给燃烧室提供经过压缩的高压、 高温气体。根据压气机的结构和气流流动特点,可以把它分为两种主要型式:轴流式压气机 和离心式压气机。本章论述轴流式压气机的基本工作原理,重点介绍压气机基元级和压气机 一级的流动特性及工作原理。 第一节 轴流压气机的增压比和效率 轴流式压气机由两大部分组成,与压气机旋转轴相联接的轮盘和叶片构成压气机的转 子,外部不转动的机匣和与机匣相联接的叶片构成压气机的静子。转子上的叶片称为动叶,静子上的叶片称为静叶。每一排动叶(包括动叶安装盘)和紧随其后的一排静叶(包括机匣)构成轴流式压气机的一级。图3-1为一台10级轴流压气机,在第一级动叶前设有进口导流 叶片(静叶)。 图3-1 多级轴流压气机 压气机的增压比定义为 ***=1p p k k π (3-1) *k p :压气机出口截面的总压;*1p :压气机进口截面的总压;*号表示用滞止参数(总参数)来定义。 依据工程热力学有关热机热力循环的理论,对于燃气涡轮发动机来讲,在一定范围内, 压气机出口的压力愈高,则燃气涡轮发动机的循环热效率也就愈高。近六十年来,压气机的 总增压比有了很大的提高,从早期的总增压比3.5左右,提高到目前的总增压比40以上。 图3-2 压气机的总增压比发展历程

压气机的绝热效率定义为 ** *=k adk k L L η (3-2) 效率公式定义的物理意义是将气体从*1p 压缩到*2p ,理想的、无摩擦的绝热等熵过程 所需要的机械功* adk L 与实际的、有摩擦的、绝热熵增过程所需要的机械功k L * 之比。 p 1*p k *1k ad k L *k L *ad k s h * 图3-3 压气机热力过程焓熵图 由热焓形式能量方程(2-5)式、绝热条件、等熵过程的气动关系式)1(1 1)(k k adk adk p p T T -****=和R k k c p 1 -=可以得到 )1(1)(111--=-=-****k k k adk p adk RT k k T T c L π (3-3) )1(1)(1 11--=-=******T T RT k k T T c L k k p k (3-4) 将(3-3)和(3-4)式代入到(3-2)式,则得到 11 11--=**-**T T k k k k k πη (3-5) 效率公式(3-5)式可以用来计算多级或单级压气机的绝热效率,也可以用来计算单排 转子的绝热效率,只要*k p 和*k T 取相应出口截面处值即可。压气机静子不对气体作功,静子 的性能不能用效率公式(3-5)式衡量,静子的气动品质用总压恢复系数*23σ反映,*23σ= p *静子出口/ p * 静子进口 。 压气机的效率高,说明压缩过程中的流阻损失小,实际过程接近理想过程。或者说, 压气机效率愈高,达到相同增压比时,所需要外界输入的机械功愈少。目前,单级轴流压气 机的绝热效率可以达到90%以上,高增压比的多级轴流压气机的绝热效率也可以达到85% 以上。

压气机

西安航空职业技术学院毕业设计论文涡扇发动机的压气机部件

目录 1概述 ................................................................................................................................................................ 2压气机的分类以及结构特点 ....................................................................................................................... 2.1 .................................................................................................................................................................. 2.2 .................................................................................................................................................................. 2.3 ................................................................................................................................................................. 2.3.1 ........................................................................................................................................................... 2.3.2 ........................................................................................................................................................... 2.3.3 ........................................................................................................................................................... 2.3.4 ........................................................................................................................................................... 2.3.5 .......................................................................................................................................................... 3压气机的工作原理 ........................................................................................................................................ 3.1离心式压气机的工作原理...................................................................................................................... 3.2轴流式压气机的工作原理...................................................................................................................... 4压气机的材料 ............................................................................................................................................... 5 6压气机常见故障的诊断以及维修 ................................................................................................................ ...................................................................................................................................................................... 谢辞 ............................................................................................................................................................... 参考文献 ........................................................................................................................................................... 附录 ................................................................................................................................................................

离心压气机发展研究报告

离心压缩机发展研究报告 近些年来,随着科学技术的飞速发展,离心压缩机因其可靠性高、体积小、质量轻等诸多优点而在航空航天、能源动力、石油化工及冶金等行业日益发挥着极其重要的作用。一直以来,离心压缩机内部流场的研究引起了国内外专家学者的关注。 1、发展历史与现状 1.1发展历史 18世纪初期,Papin给出了最早的离心式叶轮机械的设计方法,在他出版的著作中介绍了离心泵的设计方法。从那以后,离心式叶轮机械开始逐步得到发展。 19世纪,离心式压缩机伴随着叶轮机械理论的发展而得到了迅速的发展。在这一时期,Leonhard Eular建立了叶轮机械中的基本能量方程;Lazare Carnot指出在叶轮进口流体应光滑顺利的流入叶轮,即零攻角状态,他还指出为了获得高效率应减小叶轮出口动能。这一阶段的标志性成果是离心压缩机中开始使用有叶扩压器。 从20世纪开始至今是离心压缩机技术迅猛发展的时代。在这一时期,产生了对离心压缩机发展具有划时代意义的理论和方法。正是这些理论和方法的诞生,使得离心压缩机在全世界范围内得到了极为广泛的应用。1930年,Frank Whittle申请了他的第一项专利,在国际上首次应用了双向进气单级离心压缩机,这个离心压缩机由轴向透平驱动。采用双向进气不但可以避免在转子进口叶尖产生超音速流动,而且可以减小轴向推力。从那时开始,Frank Whittle就将目标瞄准单级压比达到4,而此前单级压比最高值只达到2.5[7]。 离心压缩机因为受旋转、曲率及粘性等诸多因素的影响及相互作用而使其内部流动表现为相当复杂的非定常、有粘性的三维湍流流动。但在早期,因为三元理论及计算手段的缺乏,使得离心压缩机的设计主要采用几何设计或二维气动设计方法进行。20世纪50年代,我国著名的科学家吴仲华教授提出了对离心压缩机发展具有划时代意义的两簇流面理论,奠定了叶轮机械内部三元流场求解的基础。他首先提出叶轮机械叶片通道内的三元流动可以看作是两类相交的流面(S1、S2流面,S1流面为是从一个叶片到相邻叶片之间的周向扭曲流面,S2流面是从轮毂导轮盖的径向扭曲流面)之和,这样就可以把一个复杂的三元问题转化为两个二元问题,从而使计算简化。随着吴氏三元理论的提出,离心压缩机的设计方法开始由几何设计或二维气动设计向准三维气动设计及全三维气动设计方法转变。许多国内外专家学

压气机的设计过程

压气机的设计过程 设计过程大致可分为五个密切相关的步骤即初步设计、S2通流计算、叶片造型(二元)、叶片造型(三元)和放大尺寸的试验件研究。这五个步骤环环相扣, 每个阶段采用不同层次的数学物理模型和经验数据, 相互补充, 相互交叉检验, 最终将设计风险降到最小。西方研制的压气机效率较高, 是与这种设计体系有关的。以下对各设计步骤作简要说明。 初步设计—事先从整体上论证、预估所设计的风扇压气机方案的可行性 初步设计从压气机总性能的设计要求出发, 采用1D平均流线分析程序和经验数据, 计算出负荷的轴向匹配, 并估算压气机性能(流量、压比、效率和喘振裕度), 确定内外环壁形状、级数和总长度等。PW、RR和GE等公司都是这样做的。初步设计十分重要, 而且需要较多的经验。如这一步犯了基本的错误, 例如选取了较少的级数和较短的长度, 致使叶片负荷过高和展弦比太大, 在以下的通流计算和叶型设计中将无法纠正。初步设计确保了整个设计方案的可行性。 通流设计—S2程序与经验输入的协调设计 采用S2程序及损失等经验数据, 解决流场的径向平衡和匹配。开始时叶片展向压比和效率值取自初步设计, 此后在迭代中可进一步修正叶型损失和落后角这些经验数据。采用扩散因子以及静子根部马赫数限制等准则, 可以得到各流面叶栅的马赫数、气流转折角、扩散因子等的合理值。在多级压气机中的通流设计中, 环壁堵塞系数的选取

十分关键。如果选取不准, 则某些级流量会偏离设计点而导致整个压气机前后级不匹配。另外, 为考虑径向掺混的影响, 通流设计程序中的掺混系数等还须与试验相配合, 进而加以确定, 详见3.5节。 叶片造型(二元)—任意叶型的气动优化造型 20世纪70年代以前, 大多采用标准叶型和经验数据关联进行几何造型。目前英、法、德的发动机公司已采用S1BYL2、MISES等S1程序进行任意叶型的气动造型。即通过S2-S2系统, 用S1正问题程序反复计算和修改叶型, 采用叶表面速度分布、损失系数以及叶面附面层参数等准则, 使叶型得以气动优化。而美国的发动机公司虽没有报道S1程序的名称, 但如NAFCOT计划, 实际上也采用功能相同的S1程序, 即2DEuler解内含该公司积累的经验数据。这种二元造型法在叶高的大部分区域内是适用的, 但对叶尖、叶根等三元流动较强的区域, 以及弓形静子、前掠、后掠等使S1流面翘曲的叶片, 应采用3D N-S程序进行另外的修改。 叶片造型(三元)—叶片的三元优化造型 3DN-S程序与S2-S1程序相配合, 能在一定程度上算出风扇压气机内流场的细微结构, 这对控制二次流损失、激波邓村面层干扰损失等是有利的。但由于目前3DN-S程序计算精度还不够高,所以对叶片的三元修改不可能完全依靠计算, 还需经验和技巧。GE公司为发展先进的复合弯扭叶片, 在低速模拟试验器上进行了多种叶片的试验研究。RR 公司的Gallimore认为3DN-S计算用于修改叶片时还应凭经验来判断。放大尺寸的试验件研究—多级核心压气机研究平台

活塞式压气机设计说明书

课程设计说明书 课程名称机械原理 题目名称活塞式气机 专业机械设计与制造及自动化姓名亚 指导老师毕平

2014 年12 月26 日 前言 活塞式压气机在国民经济各部门占有重要的地位,在各工业部门都活得广泛的应用。往复式压缩机是工业上使用量大、面广的一种通用机械。立式压缩机是往复活塞式压缩机的一种,属于容积式压缩机,是利用活塞在气缸中运动对气体进行挤压,使气体压力提高。 热力计算、动力计算是压缩机设计计算中基本,又是最重要的一项工作,根据任务书提供的介质、气量、压力等参数要求,经过计算得到压缩机的相关参数,如级数、列数、气缸尺寸、轴功率等,经过动力计算得到活塞式压缩机的受力情况。活塞式压缩机热力计算、动力计算的结果将为各部件图形以及基础设计提供原始数据,其计算结果的精确程度体现了压缩机的设计水平。

目录 一曲柄滑块机构的运动分析 (4) 二曲柄滑块机构的动态静力分析 (9) 三齿轮机构的设计 (11) 四凸轮机构的设计 (13) 五飞轮的设计 (14) 六设计感想 (15) 参考文献

一、曲柄滑块机构的运动分析 已知:活塞冲程H,连杆与曲柄的长度比λ,曲柄平均角速度ω1。要求:选取曲柄位置φ=120o和φ=240o,画出机构运动简图和该机构在该位置时的速度和加速度多边形。 1.画出机构运动简图如图1(φ=120o)错误!未指定书签。由已知条件可求得 L OA=75mm L AB=375m V A=ω1l OA=50*75mm/s=3750mm/s 有V A + V BA = V B 大小: √?? 方向: ⊥OA ⊥AB ∥OB 取适当比例尺u做速度多边形如图2 可求得V BA=uL AB=3375mm/s ω2=V BA/L AB=9.1s-1 a BA=ω2^2L AB=30375.45mm/s^2

航空发动机压气机叶片设计

Copyright ? 2000-2006. All rights reserved SoftInW ay, In c., 35 Corpo rate Dr., Burlington, MA 01803. Tel: (781)685-4942 https://www.doczj.com/doc/295937257.html, TURBOMACHINERY DESIGN WITH AxSTREAM? DESIGN OF THE 43.3" LSB The Design of the Last Stage (L-0) of the steam turbine LP is a compromise between creating the aerodynamically perfect set of blade profiles and making it fitted the requirements of durability and reliability. This takes a large amount of time and efforts, requires high skilled designers and is a real bottle-neck of a whole design process. AxSTREAM ? provides designers with the complex solution of gasdynamic / structural design and optimization for L-0. Additionally, the airfoils profiling / stacking with regard to the stresses caused by the centrifugal forces and aerodynamic loads are performed. The result of design with AxSTREAM ? is a 3D model of blade surface and geometry representation suitable to immediate building the models for 3D CFD simulation with CFX and FLUENT. The design capabilities provided by AxSTREAM ? dramatically reduce time consumption for the L-0 stage design. The link below leads to an example of AxSTREAM ?-aided design of the 43.31" blade (D/l = 2.37) at 3000rpm. The stage power is 19 MW, efficiency - 62 %. Totally, the design procedure takes near 30 hours. At that, 12 hours have been spent on calculation and optimization of the stage with concern on the flow irregularity along the blade height, while the rest of time was dedicated to the airfoils profiling considering actual flow characteristics, stress distribution and smoothness of the blade surface.

风扇设计经验

Design Guideline 1.簡介(名詞定義, 單位換算, 基本理論參考資料) 2.機構件設計要領及一般規範 3.氣動特性設計 4.電子元件功率計算 5.信賴性評估

1.簡介 風扇之類別 依氣流運動方向可分為離心式風扇(Blower)以及軸流式風扇( Axial Fan ). 風扇主要性能參數 一.壓力—mm Aq or inch Aq, 代表風扇所造成的壓力差 二.流量—CFM,風扇單位時間內所推送的空氣體積 三.轉速—RPM,每分鐘旋轉的次數 四.功率—W,每秒所消耗的能量 五.噪音—sound pressure dB, 距離入風口1m 所量測的分貝數, 另外有sound power & sound quality的量測參數 參考書籍 一.通風機手冊

2.機構件設計要領及一般規範 設計要領 一、安全間隙 1、軸流扇框與葉尖-40mm以下(含)為0.5mm, 40mm~92mm(含)為(size+12)/104mm, 92m以上為1.0~1.2mm 2、離心扇框與葉尖上下端間隙比值為3:1,入風側上端最小值為0.0484*SQR (size*thickness) 3、離心扇舌部距離0.3*SQR(SIZE) 4、扇葉頂面下沈深度──厚度32mm以上(含)為2.0mm,厚度15mm(含)~32mm為 1.5mm,厚度15mm以下為thickness/10mm 5、扇葉與助條或靜葉最小安全距離為2.0mm以上。 6、磁帶與矽鋼片的間隙需保持在NdFeB 0.3mm, Rubber 0.5mm 7、扇葉壓到底之後, 繞線與扇葉底部需保持1.0mm以上距離 8、磁帶與電路板或感應元件的距離需保持1.0mm~1.5mm,立式HALL IC除外 9、立式HALL IC需與矽鋼片切齊 10、電路板外圍間隙應保持至少0.5mm以上,零件下方則需保持0.3mm以上間隙 11、其他旋轉體與靜止體安全間隙:(size+30)/100mm 12、以上定義值為最小值,公差定義以單向擴大公差來定義。 二、滾珠軸承預壓設計 1、依轉子重量選用適當K值彈簧,重量愈大K值愈大 2、彈簧壓縮量不宜過大約2~2.5mm即可, 參考下表的預壓建議值 3、彈簧壓縮後之活動裕度需保持在1.5mm以下 4、靜額定負荷Cor/預壓值Fa需保持在30~50 5、軸承L10計算至少200,000小時, 僅供參考 L10計算公式

工程热力学思考题答案,第八章

第八章压气机的热力过程 1、利用人力打气筒为车胎打气时用湿布包裹气筒的下部,会发现打气时轻松了一点,工程上压气机缸常以水冷却或气缸上有肋片,为什么? 答:因为气体在压缩时,以等温压缩最有利,其所消耗的功最小,而在人力打气时用湿布包裹气筒的下部或者在压气机的气缸用水冷却,都可以使压缩过程尽可能的 2 3 4 高,压力升高,不利于进一步压缩,且容易对压气机造成损伤,耗功大。等温压缩压气机向外放热,工质的温度不变,相比于绝热压缩气体压力较低,有利于进一步压缩耗功小,所以等温压缩更为经济。 5、压气机所需要的功可从第一定律能量方程式导出,试导出定温、多变、绝热压缩压气机所需要的功,并用T-S图上面积表示其值。

答:由于压缩气体的生产过程包括气体的流入、压缩和输出,所以压气机耗功应以技术功计,一般用w c 表示,则w c =-w t 由第一定律:q=△h+w t , 定温过程:由于T 不变,所以△h 等于零,既q=w t ,q=T △s ,2 1ln p p R s g =?,则有 多变过程:w c =-w t =△h-q 所以c w 6数n 7m2s 2’nm i=S T ?0为图中的17nm1. 8、如图8-13所示的压缩过程1-2,若是可逆的,则这一过程是什么过程?他与不可逆绝热压缩过程1-2的区别何在?两者之中哪一过程消耗的功大?大多少? 图8-13 答:若压缩过程1-2是可逆过程,则其为升温升压的吸热过程。它与不可逆绝热过程的区别是:此过程没有不可逆因素的影响,在所有以1-2过程进行的压缩过程其

耗功是最小的。对于不可逆绝热压缩过程:q=△u+w,q=0,所以w=-△u,w c=△u 可逆压缩过程1-2:q=△u+w,?=2 1Tds q,所以?- ? = 2 1Tds u w c ,所以不可逆绝热的耗功 大,大了?2 1 Tds。

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