低压透平叶片流动分离主动控制的数值研究

基于Langtry-Menter转捩模型的Menter SST两方程模型,通过数值求解了三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,研究了雷诺数(Re)和来流湍流强度(IFSTI)对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响.计算结果表明:该湍流模型能够较好地预测低压透平叶栅内流动特性,并能有效捕捉到叶片吸力面上流动分离和再附位置;随着Re和IFSTI的增大,叶片吸力面流动分离均有大幅度的减少.在Re和IFSTI较低的条件下,数值分析了涡流发生器(VGJ)对低压透平叶片表面流动分离的控制效果,结果表明:VGJ的引入能够有效抑制甚至消除低Re条件下叶片吸力面上的流动分离,减小总压损失和尾迹宽度.在VGJ流动控制中,存在着最佳吹气比,由此可获得最佳的流动控制效果.吹气比太小,不能有效抑制流动分离;吹气比太大,射流与主流掺混加剧,流动损失增加.当VGJ吹气比为2时,流动控制效果最佳,相对于无VGJ控制时的总压损失减少了45%.     

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.     

低雷诺数对透平叶片间隙泄漏流动影响的研究

采用预处理方法数值研究了低雷诺数时某小型燃气轮机透平叶栅间隙泄漏流动和气动性能.对比分析了雷诺数从4.40×104到2.55×105变化时,带间隙和不带间隙时流场的变化特性,研究了雷诺数对间隙泄漏流的影响,并和相应的实验结果及Denton预测值进行了对比.结果表明:对于间隙存在造成的流动损失,数值模拟结果与实验结果及Denton的预测值都十分接近,基本上不随着雷诺数的变化而变化;但是,随着雷诺数的减小,通道涡增强;间隙泄漏涡在和通道涡的相互作用中,强度减弱,在叶栅出口处的位置更加靠近中叶展;出口处的总压损失和气流角的分布也由于间隙泄漏涡强度和位置的变化而发生改变.     

定常与脉冲涡旋射流下矩形扩压器流动分离控制研究

为了研究涡旋射流控制流动分离的物理机理,基于大涡模拟方法对涡旋射流控制下的矩形扩压器流场和射流流向涡结构的生成、发展等动力学演化过程进行了数值研究.结果表明:射流产生的流向涡将主流高动量气流带入分离区,增加了边界层内气流流动方向的动量,使流动分离得到了抑制.射流流场的涡结构主要由射流剪切层涡、马蹄涡、尾涡组成,由于速度梯度大小的变化,使得射流剪切层涡系的结构随着时间推移从涡卷演化为涡环.对于脉冲射流,在低频脉冲下,射流产生的流向涡呈涡卷结构,流动控制效果明显.在高频脉冲下,射流剪切层涡演变成间歇涡环结构,流动控制效果减弱.通过对比脉冲频率和占空比对流动控制的影响发现,占空比为0.5、频率为20 Hz的脉冲射流具有较好的流动控制效果.     

采用球窝控制边界层分离流动的大涡模拟

用具有逆压梯度的平板分离流动模拟低压透平叶片吸力面的分离流动,采用基于动力Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟对逆压梯度条件下布置在平板上单个球窝的流动特性及球窝对边界层分离流动控制的效果进行了研究,详细考察了球窝前沿边界层厚度和球窝深度的比值R分别为0.378、0.994和1.453时球窝的流动特性和控制性能.结果表明:R较小时控制性能最好; 球窝内部的马蹄涡对球窝的流动起主导作用; 球窝内的马蹄涡周期性脱落并在球窝尾迹区形成发夹涡排,发夹涡涡腿紧贴壁面形成流向涡,流向涡卷吸主流高能流体,由此增强了边界层能量.马蹄涡和发夹涡排对分离流动控制起主要作用.     

合成射流流动与传热特征的数值模拟

采用RNGκ-ε模型和PISO算法,通过求解三维N-S方程,对腔体右侧振动膜片运动的二维合成射流流动与传热特征进行了数值模拟.模拟结果显示由于激励器在右侧振动膜片的作用下,合成射流产生的喷射气流在喷口中心右边速度稍大于左边速度,形成不对称射流流场;射流冲击壁面的速度峰值出现在中心区两侧,使得射流冲击换热的Nu数形成相应的峰值;随着合成射流冲击距离Z/do的增大,其对流换热系数出现先增大后减小的变化规律,当冲击距Z/do=20~30 mm时冷却效果较佳.     

1.5级燃气透平轮缘密封非定常流动特征和封严效率的数值研究

为探究燃气轮机透平轮缘密封燃气入侵机理和非定常封严效率演变特性,针对某型燃气轮机透平第一级和第二级静叶(1.5级)自主设计了轮缘密封结构,通过数值求解三维unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes(URANS)方程组和SST ;k-ω;湍流模型,研究了实际运行工况下燃气透平轮缘密封非定常封严效率和流动特征。结果表明:4种不同冷气流量下,前后盘腔密封齿以下区域均被完全封严; 前盘腔受燃气入侵影响较大,冷气流量最大时外腔静盘面上平均封严效率仅为后盘腔的48.2%。盘腔内封严效率和轮缘密封间隙内流场受主流非轴对称周向压力分布和Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性涡共同影响,前盘腔出口附近非轴对称周向压力和轮缘间隙内K-H不稳定性旋涡强度均显著大于后盘腔,轮缘间隙处最大入侵流量约为后盘腔的2.5倍; 与K-H不稳定性涡相比,后盘腔外腔内存在的与不稳定性涡相干的两个涡旋和非轴对称周向压力分布对封严效率和流场的影响更为显著。前后盘腔内存在多个旋涡,旋涡大小和位置不断变化,改变对入侵燃气和封严冷气的流动阻力,进而影响盘腔内封严效率和流动形态。     

合成射流激励位置对控制翼型大攻角分离流动影响的数值研究

针对合成射流的激励位置这一因素,以NACA0015翼型为研究对象,对大攻角(α=20°)下基于弦长的Re为8.96×10~5、单个合成射流激励位于翼型吸力面不同位置时的流场进行了二维非定常计算,并利用本征正交分解(POD)方法对计算结果进行了分析,阐释了相关控制机理。研究表明,合成射流的激励位置对翼型流动分离的控制效果有显著影响。当激励位置位于0.12至0.4倍弦长之间时,合成射流激励能有效抑制翼型流动分离,提升升力系数,降低阻力系数,升阻比最高提升293%,其中最优激励位置并不在普遍认为的控制前时均分离点附近,而在离分离点下游一定距离的分离区内部。对计算结果的POD分析表明,合成射流的引入改变了流场不同模态间的能量分配,能量由代表平均流动的一阶模态向代表流场中湍流大尺度结构的二阶及更高阶模态转移。合成射流的最佳激励位置与控制前流场二阶模态翼型吸力面附近的特征涡结构有关,要达到最佳的控制效果,合成射流激励应放置在特征涡结构的位置,若布置在下游或者较远的上游位置,则无控制效果。     

合成射流用于提高微型飞行器翼型气动特性的研究

合成射流激励器可微型化,能够在流场局部实施细致的流动控制.提出将合成射流技术用于NACA0012翼型绕流的主动流动控制,在SIAMM400低速低湍流风洞中对该翼型绕流流场进行烟线显示实验、PIV测量实验及翼型表面压力测量实验,并与数值模拟结果相比较.结果表明：（1） 在来流雷诺数为18 000,翼型攻角小于15°时,合成射流能有效减小翼型表面附近的分离区大小;（2） 在翼型攻角 0°~ 15°范围内,不同攻角下需要调节最佳射流激励频率.如攻角为2.5°时,合适的激励器频率为1 300 Hz;攻角5°时,400 Hz和1 300 Hz比较适合;而攻角大于等于7.5°时,共振频率960 Hz更为合适;（3） 在来流雷诺数为140 000,攻角小于等于15°时,合成射流减小了翼型上表面射流出口附近的压力值,从而使上下表面压力差增大约5%,提高了升力.     

叶片进口安放角对液力透平性能的影响

针对叶片进口安放角对液力透平性能影响规律认识不足的问题,架设一开式液力透平实验台,对一单级蜗壳式液力透平进行实验研究。采用结构化网格技术对该液力透平进行全流场数值计算与分析,将数值结果与实验结果相结合,验证数值计算的准确性。对不同进口安放角的叶轮进行数值研究。研究结果表明:随着叶片进口安放角的增加,液力透平小流量工况的效率有所下降,大流量工况的效率有所增加;透平的扬程和轴功率随着进口安放角的增加而增加;叶轮内部的功率损失是透平内部主要的功率损失;当叶片安放角增加时,小流量工况的功率损失有所增加,大流量工况下的功率损失有所减小;大流量工况下随着叶轮进口安放角的增加,进口液流冲角逐渐减小,因此,透平在大流量工况下功率损失减小,效率提高。     

端壁合成射流激励参数变化对跨声速轴流压气机性能的影响

为了提升高负荷轴流压气机的气动性能,提出了一种在端壁上施加合成射流的主动流动控制方法。以跨声速轴流压气机NASA Rotor35为研究对象,在固定端壁激励于叶顶堵塞核心位置的基础上,数值模拟了3个激励频率和3个射流峰值速度对该压气机气动性能的影响,获得了端壁合成射流激励参数的影响规律。计算结果表明:激励频率对压气机的近失速流量影响不大,但对总压比和等熵效率有较大影响,并且存在一个激励频率的阈值,只有当激励频率大于该阈值时,才能使得总压比和等熵效率高于原型压气机。射流峰值速度对压气机性能的影响不如激励频率,在超过激励频率阈值的端壁合成射流作用下,即使射流峰值速度较小,压气机也能获得比原型压气机更高的流量裕度、总压比和等熵效率,而且随着射流峰值速度的增大,压气机的性能还可以进一步提高。     

低雷诺数翼型分离流动的大涡模拟研究

采用高精度大涡模拟算法,对低雷诺数下的孤立翼型分离流动问题进行研究,计算了雷诺数为55000、马赫数0.2、来流5°攻角下的NACA-0025翼型,生成数值数据库,从时均流场、瞬态流场、频谱和高阶统计量等多个角度进行分析.研究结果表明:大涡模拟方法能够很好的描述低雷诺数翼型分离流动,其瞬态流场图画与实验结果吻合的很好;翼型上表面出现大尺度的开放式分离区,在Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性作用下,自由剪切层失稳卷起展向涡,展向涡二次失稳发生旋涡配对现象;分离区流场的演化受大尺度涡结构控制,流场中高阶统计量的分布也与涡结构密切相关.     

不同雷诺数对钝前缘三角翼气动特性影响的研究

通过求解三元非定常N—S方程的方法,对钝前缘三角翼的流动进行了数值模拟,研究了亚声速条件下不同雷诺数对钝前缘三角翼分离涡的影响。计算结果与试验结果进行了详细的比较,两者都证明雷诺数的增大对钝前缘分离涡的分离有明显的延迟作用。     

低雷诺数k-ε模型钝体绕流场预测能力研究

以1∶3缩比标准MIRA三厢车型为对象,基于合理的网格策略,应用AB、LS、AKN和CHC四种低雷诺数k-ε湍流模型,对其外部绕流场进行数值仿真.以风洞试验数据为准,通过比较气动阻力系数及车身表面压力系数,系统研究四种低雷诺数湍流模型针对处于车体不同部位存在不同运动特征流动的仿真特性,进而明确四种低雷诺数模型针对高雷诺数临地面钝体绕流预测能力的强弱.     

窄缝通道内低雷诺数蒸汽流动换热特性数值模拟研究

为探究窄缝通道在大破口失水事故下再淹没过程中低雷诺数(Rein=1 881～10 348)过热蒸汽的流动换热特性,采用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法,基于优选出的湍流模型,探究加热面热流、压力条件和入口速度对低雷诺数过热蒸汽流动换热特性的影响规律.对比了 Gnielinski关联式与Dittus-Boelter关联式,并对Dittus-Boelter经验关联式进行修正.计算结果表明:雷诺时均(Reynolds average Navier-Stokes,RANS)湍流模型中SST k-ω的模拟结果与大涡模拟(large eddy simulation,LES)的模拟结果最为接近,且计算量小;过热蒸汽对流换热能力随压力和入口流速的增加而增强,随加热面热流增加而减弱;相对于数值模拟结果,Dittus-Boelter和Gnielin-ski 经验关联式预测的Nu数偏低,修正后的新关联式误差在15％以内,可为再淹没过程低雷诺数过热蒸汽的流动换热分析程序开发提供参考.