高负荷扩压叶栅二维非定常数值模拟

为探究高负荷扩压叶栅在大正冲角下的非定常流动机理,应用数值方法与拓扑分析理论考察了大正冲角下叶栅内分离旋涡的发展过程,并分析了旋涡运动对流场参数的影响.结果表明,+15°冲角下叶栅内主要存在吸力面分离涡和尾缘涡,吸力面分离涡的脱落频率为104.7 Hz,尾缘涡和吸力面分离涡交替脱落形成两倍频211.5 Hz;分离涡在发展过程中会抑制和归并弱小旋涡,同时还会使叶片的局部气动负荷明显上升.     

临界攻角下锯齿尾缘压气机叶片气动特性

基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,研究不同攻角下某型压气机叶栅的性能变化规律,获得临界攻角.分析临界攻角下不同齿高比(1.0~2.0)的锯齿尾缘叶片的气动特性及锯齿结构抑制流动分离的物理机理.研究表明:当攻角增至临界攻角时,叶栅的升压、扩压能力达到最大值,但此时伴随着流动分离、涡脱落等复杂流动现象,导致流动损失增加;锯齿尾缘结构能够改善叶片吸力面的流动分离,从而有效地减少吸力面边界层的厚度,延缓叶片失速,并能在不影响压气机增压能力的情况下降低损失;综合考虑流动损失及增压、扩压能力,齿高比在1.2左右时锯齿叶片的性能最佳;相较于基准叶片,最佳锯齿叶片的扩压能力基本相同,但是至少可以减少28.1%的流动损失,并提高1.2%的增压能力.     

分流叶片位置对平面叶栅流动分离的影响

为更好地控制叶栅流动分离,提出一种在叶栅内部设置分流叶片的流动控制方法.采用数值模拟方法对比在不同攻角下有无分流叶片对叶栅性能及流动损失的影响,结果表明:分流叶片在大攻角条件下,更能提高叶栅的气动性能;选取攻角为11.7°,设计具有不同位置分流叶片的平面叶栅,对比分析发现分流叶片能够提高叶栅的做功能力.分流叶片轴向位置与周向位置存在最优组合,当分流叶片在周向与大叶片吸力面距离为28％弦长时,叶栅气动性能最佳,距离增大或减小均会恶化叶栅性能;轴向位置上,当分流叶片位于大叶片前缘处时,能够抑制尾缘边界层分离,减少流动损失.     

风沙条件下颗粒对翼型流动分离的影响

运用延迟脱体涡模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)技术对NREL S809三维翼型在洁净空气环境中和在不同直径颗粒环境下进行了数值模拟,由此预测了风沙环境下颗粒对翼型绕流分离的影响.研究结果表明:当攻角为8°时,DDES捕捉到了翼型吸力面的涡脱落现象,并且颗粒的加入显著地改变了翼型吸力面的涡脱规律,使得尾涡范围扩大、耗散更快,然而随着颗粒直径的增大,尾涡也逐渐恢复到接近洁净空气时的状态;当攻角较小(6°)时,翼型表面没有发生流动分离,颗粒的加入对流场的影响很小;当攻角较大(12°)时,颗粒对翼型绕流的影响也很小;不同攻角下颗粒对翼型升力系数有不同程度的影响.分析不同攻角下颗粒对翼型表面流动分离的影响规律表明:S809翼型绕流情况受颗粒影响最严重的攻角在7°~10°.     

合成射流控制下低压高负荷透平叶片边界层分离大涡模拟

为了研究合成射流对低压高负荷透平叶片边界层流动分离进行控制的效果及机理,采用大涡模拟方法对利用合成射流控制低压高负荷透平Pak-B叶栅内的非稳态流动分离特性进行了研究.在合成射流控制下的结果表明:Pak-B叶栅吸力面流动分离位置变化不大,再附位置明显提前,叶栅吸力面尾缘区域逆压梯度明显减小,总压损失系数降低,分离泡尺寸缩小;叶栅吸力面大部分剪切层黏附于壁面,也未出现大尺度二维展向涡,静压脉动特征频率向高频转移,低频脉动幅值降低,大尺度涡旋结构发生变化.通过研究还发现:在吹气过程中,边界层外部高能流体被射流卷吸进入边界层内,边界层内流体能量增大进而抑制了分离;在吸气过程中,射流孔上游区域边界层厚度减小,流速增大,从而抑制了下游流动分离.     

平面压气机叶栅非定常流动的数值研究

为了准确模拟非定常粘性分离流动,该文采用了三点五阶精度高分辨率广义紧致格式,对来流马赫数为0.5、雷诺数为106时负攻角、零攻角、正攻角等多种工况下平面压气机叶栅内部流场进行了数值模拟,得到了叶片压力面与吸力面上的压力分布以及它们随攻角的变化。数值解与风洞实验结果吻合得较好,表明使用雷诺平均Navier-Stokes方程加Baldwin-Lomax湍流模式来数值模拟平面叶栅中的非定常流动是一种可行的方法,三点五阶精度高分辨率广义紧致格式能够在较少的网格点上求解完全的N-S方程的条件下较为准确地模拟涡脱落现象。     

载荷分布对可控扩散叶型性能的影响

叶型吸力面和压力面等熵马赫数分布符合控制扩散规律,则其设计点损失小、低损失攻角范围大。为了研究可控扩散叶型载荷分布对叶栅气动性能的影响,建立了可控扩散叶型自动优化设计方法;并对叶栅进口马赫数为0.7的静子和转子叶型进行多个载荷分布设计,分析载荷分布规律对叶栅性能的影响。结果表明对于静子及转子叶型,载荷前移(至0.1倍相对轴向弦长位置)可抑制吸力面附面层发展,降低设计进气角损失、增大低损失攻角范围;吸力面峰值马赫数增大,吸力面靠前缘凸起程度越大,小攻角损失增加、最低损失对应进气角增大。     

吸力面翼刀高度对压气机环形叶栅流场的影响

为研究不同高度的吸力面翼刀对压气机环形叶栅流场结构及性能的影响,采用三维定常N-S方程和Realizablek-ε湍流模型,对CDA环形叶栅和同一叶展位置安装的4种不同高度吸力面翼刀的叶栅三维黏性流场进行数值模拟.结果表明:加装吸力面翼刀后,各方案叶栅端壁附近周向压力梯度减小,二次流动得到有效控制.各翼刀方案的叶展中部流动状况均较原型叶栅改善,分离线高度均显著降低.叶栅能量损失系数随吸力面翼刀高度的增加先减小后增大,在计算范围内,吸力面翼刀高度为3.3 mm的方案可较好控制环形叶栅内的二次流动.     

附面层抽吸对带有叶顶间隙扩压叶栅涡量场影响

针对带有叶顶间隙的大转角扩压叶栅,采用实验校核的CFD方法分别研究了叶顶开槽、吸力面端部开槽及叶顶-吸力面端部组合开槽抽吸对涡量场的影响,结合涡动力学理论分析附面层抽吸机制。结果表明涡量是流场中自由涡的根源,其峰值区域严重堵塞流场,叶顶抽吸通过吸除径向潜流附面层控制泄漏流轴向涡量分布,降低了泄漏损失,而吸力面开槽消除了角区复杂分离结构,通过二者的组合,将涡量吸附至近壁面处,流场中损失模式趋于简单化。     

高负荷低展弦比涡轮流动机理

为满足固体推进剂涡轮火箭发动机高负荷、高效率、低展弦比涡轮设计要求,对发动机涡轮进行初步设计.采用哈尔滨工业大学编制的叶型编辑程序,设计单级膨胀近似为4的涡轮动静叶叶型,采用NUMECA软件对所设计的涡轮动静叶流场进行数值计算.结果表明:高膨胀比涡轮动静叶整个流道内均出现超音速流动,采用缩放通道可减小激波损失;静叶出口马赫数较高,产生的尾缘激波与相邻叶栅吸力面相交,使吸力面马赫数波动,产生逆压梯度,增大了流动损失;在动叶中,端壁附面层内二次流沿壁面汇聚到吸力面中部,使吸力面中部损失增大.     

定常喷/吸流动主动控制方法减阻研究

针对Ahmed类车体,在车身斜面选定位置处设置控制槽,采用证明为有效的大涡模拟数值方法,研究喷/吸流动主动控制方法的气动减阻机理及效果.基于流场数据分析发现喷射控制致使车体斜面上流动大分离发生,拖曳涡对得以消除,但尾迹区尺度增大,气动阻力上升;抽吸控制方法抑制和消除展向涡结构的产生及发展,但拖曳涡对未受显著影响,气动阻力下降.     

前缘脱层对风力机翼型流场和气动性能的影响

为研究前缘磨损对翼型气动性能的影响,以风力机专用翼型S809为研究对象,采用SST k-ω湍流模型进行数值计算,研究不同前缘脱层深度对翼型流场和气动性能的影响.结果表明:前缘脱层改变了翼型形状,使得前缘流动变为台阶流动,造成后缘分离区变大、分离点前移.随着脱层深度和攻角的增大,吸力面前缘回流漩涡和后缘分离区由相互独立状态变为完全融合.同一攻角下,前缘脱层对前缘的压力系数影响较大.攻角小于3°时,前缘脱层对翼型的升、阻力系数影响较小,攻角大于3°后,随着脱层程度的加深,翼型的升力系数逐渐减小,阻力系数逐渐增大.相对于光滑翼型前缘脱层翼型升力损失率最高达55.08%,阻力增长率最大达150.48%.     

孔型及倾斜角对穿孔叶片气动和噪声特性的影响

针对叶片尾缘穿孔对气动及噪声特性的影响,基于NACA65019叶片,在雷诺数Re=2×105条件下,采用大涡模拟和FW-H方法研究孔型和倾斜角对叶片气动特性、绕流流场和噪声特性的影响规律,并选择降噪效果较好的穿孔模型应用到小型轴流风机上,对穿孔风机进行试验。结果表明：当穿孔倾斜角为30°时,在一定攻角范围内(α≤10°),圆柱型穿孔叶片气动性能最接近原始叶片,并且该穿孔叶片总声压级降低可达9 dB。这是由于穿孔叶片有效抑制了涡量沿叶片表面法向的发展,加速了尾缘涡沿流动方向的能量衰减,且穿孔形成的射流使大尺度的涡破碎形成小尺度的涡,衰减波动力,降低了气动噪声。     

低雷诺数下椭圆翼型层流分离研究

通过采用计算流体力学方法对不同相对厚度的椭圆翼型在低雷诺数范围下进行了数值模拟，研究了椭圆翼型在低雷诺数下的层流分离现象及流场结构.结果表明:在低雷诺数下，薄椭圆翼型在小攻角时前缘出现层流分离泡是其具有高的升力系数及升阻比的原因，随厚度的增加，前缘层流分离泡逐渐消失，在后缘形成时均小泡.随着雷诺数升高，薄椭圆翼型时均分离泡都出现在前缘，但外形缩小，而在较低雷诺数下，薄椭圆翼型小攻角时没有发生转捩再附现象；同时层流分离泡的出现也对翼型后缘分离涡的尺寸和位置产生了重要影响.相对厚度和雷诺数通过影响椭圆翼型上表面层流分离泡的尺寸、位置以及后缘分离涡的形态结构，进而改变了气动特性.     

端壁边界层抽吸对透平静叶栅二次流影响的数值研究

湿蒸气透平静叶栅的端壁抽吸槽常用来抽除沉积水膜以防止动叶片水蚀,但它也有可能同时用来抽除端壁上边界层以抑制二次流的发展．作者采用有限体积差分法求解了三维稳态时均ＮＳ方程组,分析了在叶栅前缘附近进行端壁边界层抽吸对透平静叶栅二次流流场、气流偏转角及总压损失系数等气动特性参数的影响．计算结果表明,在前缘附近抽吸端壁边界层可以抑制马蹄涡的发展,减弱通道涡的强度,从而减小二次流损失并提高出口气流的均匀性．     

基于大涡模拟的平屋盖锥形涡数值分析研究

采用大涡模拟(LES)对平屋盖建筑受45°风向角作用下的表面风荷载问题进行了非稳态数值模拟分析.通过与风洞试验结果的对比得出,大涡模拟能较好地捕捉到建筑物顶面出现的锥形涡及其特性.在此基础上,研究了锥形涡作用下建筑物顶面平均风压与脉动风压的分布,以及加设分隔挡板和不同高度的女儿墙对屋面风压分布和旋涡强度的影响.研究结果表明,基于Q准则的旋涡判别法可以较好地识别斜风向下屋面形成的锥形旋涡;在背风区锥形涡与侧面脱体涡相互作用并脱落,其影响将反馈至屋面旋涡上导致屋盖两个锥形涡强度以屋面对角线为轴交替波动,此消彼长;屋面女儿墙的存在使得两个锥形涡之间的间隙变窄,旋涡足迹变阔,且屋面峰值吸力随女儿墙高度的增加而迅速减小.     

尾缘锯齿齿角变化对空调外机轴流风叶声场影响的试验研究

为探索尾缘锯齿齿角变化对空调外机轴流风叶声场的影响,根据《声学声压法测定噪声源声功率和生能量级反射面上方近似自由场的工程法》(GB/T 3767—2016)规定的声压级测量方法,在额定转速下采用传声器阵列对不同角度的尾缘齿角风叶进行时间平均声压级测量,利用波束形成技术探究风叶噪声源分布规律。试验结果表明：随着尾缘齿角的增加时间平均声压级均值非线性减小,尾缘齿角为90°的风叶比尾缘齿角为0°的风叶时间平均声压级均值降低了3.2～5.8 dB;随着声辐射频段的增加声源位置向叶尖方向移动且声源的声压级逐渐降低,同时锯齿齿角越大,声源位置随频率增加移动速度越快,移动距离越大。低频段声源位置随齿角变化较小,高频段声源位置随齿角变化较大。为低速小展弦比轴流风叶的降噪工作提供试验参考。     

苍鹰翼尾缘结构的单元仿生叶片降噪机理研究

利用逆向工程方法提取苍鹰尾缘非光滑形态的降噪特征元素,由此建立了仿生叶片结构模型;采用基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,结合基于Lighthill声类比的FW-H方程,分别对仿生尾缘锯齿叶片和标准叶片的流道模型进行了三维流场及声场的数值计算;通过分析仿生齿形结构对叶尾迹流场的影响,研究了仿生尾缘齿形结构的气流噪声控制机理.结果表明:仿生尾缘锯齿结构叶片的总A计权声压级比标准叶片降低了9.8dB;叶片尾缘锯齿结构可以改变流场噪声峰值的分布规律,从而降低了噪声峰值,且大部分频率范围内的气动噪声均有所降低;仿生尾缘锯齿结构可以改变各截面尾迹涡的脱落位置,从而增大了涡心之间的距离,抑制了脱落涡对尾迹流动的扰动,进而减小了叶片表面的非定常压力脉动和尾迹涡引起的气动噪声.     

近失速工况跨声速压气机静叶端壁附面层流向槽抽吸数值研究

通过CFD数值模拟方法,对近失速工况下跨声速压气机静叶端壁附面层抽吸进行研究,分别讨论了压气机静叶端壁前缘开槽吸气、靠近端壁尾缘开槽吸气和组合抽吸这三种方案对静叶气动性能的影响。结果表明:静叶端壁前缘抽吸有效减薄了附面层抑制了端壁角区分离,明显降低了损失,有效拓展了喘振裕度。而靠近端壁尾缘抽吸方案中,只是抽走了分离区内的低能流体,效果不明显。组合抽吸方案的抽吸效果则介于前两者之间。