槽缝射流对静叶端壁冷却性能的影响

采用数值求解三维RANS方程和k-ω湍流模型,研究了槽缝射流对涡轮静叶端壁冷却性能的影响;通过对4种湍流模型数值结果与实验数据的比较,验证了标准k-ω湍流模型可以有效模拟静叶前缘端壁的冷却性能,揭示了槽缝宽度、入射段结构和端壁边界型线对静叶端壁冷却性能的影响规律。研究结果表明:在一定的槽缝射流流量下,减小槽缝宽度能够增大冷却射流的覆盖面积,提高静叶前缘气膜孔排附近区域的冷却效率;过渡相切圆弧的槽缝入射段结构具有最佳的静叶端壁冷却效果。端壁边界型线可改变节距方向上的槽缝冷却射流的流量分配,影响下游端壁的冷却效果,当端壁相对型线幅值为0.75、相位角为30°时,槽缝射流具有最佳的静叶端壁冷却效果。     

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。     

高负荷扩压静叶中附面层抽吸策略的设计与优化

以某高负荷、大折转角扩压静叶为研究对象,采用数值方法进行了二维叶型和全三维流动层面的附面层抽吸策略设计与优化研究.从流动机理和作用机制出发,揭示附面层抽吸减小流动分离、改善压气机性能的原因.研究结果表明,在实施二维叶型的附面层抽吸时,效果最佳的抽吸位置位于流动分离起始点后的临近区域;进行三维抽吸时,采取叶片表面全叶高抽吸缝和下端壁沿流向抽吸缝的复合抽吸方式,可以有效地控制静叶吸力面及角区的强三维分离流动,改善叶栅流动条件,提高性能.     

吸力面开槽抽吸对跨声速压气机扇形静子叶栅性能影响的数值研究

为探究附面层抽吸对跨声速压气机的气动性能及其流场结构的影响,以跨声速压气机的静子叶片为研究对象,通过数值模拟计算方法对压气机静叶吸力面开设抽吸槽进行相关研究.对比原型叶栅以及各抽吸方案可以发现:吸力面抽吸对抑制上角区分离效果明显,在降低损失的同时略微提高了扩压能力;当抽吸槽开设在靠近分离涡核心附近时,对角区的抑制最佳,而叶栅整体的总压损失降低了16.68%.利用进口导叶替代动叶营造近失速工况,在后续实验研究中,可以摆脱整级试验台高成本以及恶劣工况下的危险性等不利因素.     

组合抽吸槽对跨声速压气机转子性能影响的数值研究

为探究附面层抽吸对跨声速压气机转子内部流动状态及气动性能的影响,利用数值方法对其进行模拟研究.针对压气机转子上端壁激波及泄漏涡等复杂流动结构带来的流动损失做附面层抽吸处理,抽吸流量为主流2%,抽吸位置在上机匣处.分别讨论3种不同抽吸方案,最终改型方案效率最高提升2.05%,压比最多提升3.34%.结果表明,在合适的机匣位置进行大流量抽吸,能够很好地改善跨声速压气机转子内部流动状态,提高转子气动性能.     

发散冷却和前缘槽缝射流作用下涡轮静叶端壁流动结构的研究

数值研究了无发散冷却与3种发散冷却气质量流量比下的涡轮静叶端壁附近涡结构、总压损失系数和端壁、叶表绝热冷却有效度以及两种冷却气在端壁上的流动结构。研究表明:发散冷却气质量流量比由5%增加至7%时,进口截面端壁附近的总压峰值升高3.7%,峰值区流体在叶片前缘滞止后向上卷起形成冲击涡;发散冷却流量增加会增强冲击涡而吸力面角区涡对被削弱。低流量冷却气会使整体总压损失降低,而发散冷却气质量流量比由5%升高至7%时总压损失增加4.5%。发散冷却气注入时,冲击涡会将冷却气携带至叶表,在压力面形成显著的泛冷却效果;发散冷却气质量流量比增加至7%会使冲击涡纵向伸长并分裂出三次涡。发散冷却贡献占比的计算结果表明,边界层分离线上游端壁由槽缝射流冷却气覆盖,而叶表和下游端壁的冷却由发散冷却主导。静叶端壁流动结构受到上游燃烧室内壁发散冷却的显著影响,并将改变端壁冷却特性。     

高负荷离心压气机扩压器叶片前缘开槽参数化研究

针对离心压气机在近失速工况点运行时,扩压器进口气流角为正攻角,造成其吸力面发生流动分离,从而导致压气机发生失速甚至喘振等问题,为进一步扩大离心压气机的稳定工作范围,需对扩压器近失速工况点的流动分离进行抑制。以某高负荷离心压气机为研究对象,利用经过校核的数值模拟方法开展了扩压器叶片前缘开槽的参数化研究,详细探讨了开槽长度、深度对离心压气机性能、稳定裕度的影响规律,归纳总结了离心压气机扩压器的最佳开槽参数。研究结果表明:随着开槽深度、长度的增加,失速裕度有所提高但压气机性能有所下降;实际设计中开槽深度不应超过叶片高度的9%,最佳开槽长度不应超过叶片弦长的6%～12%;当扩压器开槽深度为叶片高度的3%、开槽长度为叶片弦长的6%～12%时,压气机性能最佳。扩压器开槽可有效抑制其通道内的流动分离,并提高压气机的失速裕度。     

典型布局端壁等离子体激励抑制高负荷扩压叶栅角区分离实验

为提高端壁等离子体气动激励对高负荷压气机扩压叶栅角区流动分离的控制能力,需要进一步优化激励布局,实现更高效的流动控制。针对多种端壁等离子体激励布局形式,分别开展了毫秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅角区流动分离的实验研究。结果表明:端壁横向流动对角区流动分离的影响大于流向附面层的流动分离。端壁激励布局对流动控制效果至关重要。优化后的激励布局沿三维角区端壁分离线切向,流动控制效果最好,50%叶高处总压损失减小11.8%;但随着来流攻角的变化,导致激励器布置不再与端壁分离线相切,流动控制效果减弱,因此要根据控制攻角的范围需求,结合具体的流场结构,设计合适的激励布局;适当的增加激励组数能有效促进射流与近壁面气流掺混,提高流动控制效果。     

高负荷静子表面附面层抽吸试验研究

为掌握高负荷静子内部流动特征,研究附面层抽吸对静子性能流动的影响,采用数值和试验相结合的方法,对高负荷末级吸附式静子的气动性能开展研究,分析高马赫数来流条件下的静叶气动性能,研究叶片表面附面层抽吸对高负荷静子气动性能的影响.研究表明:随着吸气量的增加,静子的气流折转能力增加,落后角减小2°~3°;静子的减速扩压能力增加,出口马赫数减小0.03~0.07;吸气量增加到0.08 kg/s时达到最佳值,此时,静子落后角和出口马赫数达到最小值;进一步增加吸气流量,落后角、马赫数反而增大.     

高负荷跨声速压气机流场结构分析

为研究某压气机内部流场结构,采用全流道非定常数值模拟方法,对跨声速压气机最高效率点和近失速点流场进行求解,重点分析近失速工况下压气机内部流场结构.研究表明:在近失速工况下,动叶槽道激波前推与前缘脱体激波融合为一道激波,强度增强;动叶20%叶高处激波前推最为严重,引起动叶吸力面附面层严重分离;静叶根部受上游动叶尾迹影响形成大范围的分离区,并有空间环涡结构形成.     

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．     

用于控制透平叶栅内部流动的端部孔隙结构

基于端部孔隙结构控制叶栅二次流损失的思想,对一种孔隙结构在不同攻角下对透平静叶栅内部流场的影响进行了数值模拟。结果表明:大负攻角下该孔隙结构有效地控制了透平叶栅头部压力面的分离泡,减少了损失;在其他攻角下该结构对该文考察的叶栅没有表现出明显的改善作用。结合该孔隙结构和另一种由原始叶型优化后的叶片进行联合造型,对其在不同攻角下的性能进行了考察。经联合造型后的叶栅与原始叶栅相比在各个攻角下的流动损失均有大幅度降低,大负攻角下效果尤为明显。     

用于控制透平叶栅内部流动的端部孔隙结构

为利用端部孔隙结构控制叶栅二次流损失,对一种端部孔隙结构在不同攻角下对透平静叶栅内部流场的影响进行数值模拟。结果表明:大负攻角下,该孔隙结构有效地控制了透平叶栅头部压力面的分离泡,减少了损失;在其他攻角下,该结构对该文考察的叶栅没有表现出明显的改善作用。结合该孔隙结构和另一种由原始叶型优化后的叶片进行联合造型,对其在不同攻角下的性能进行了考察。经联合造型后的叶栅与原始叶栅相比在各个攻角下的流动损失均有大幅度降低,大负攻角下效果尤为明显。     

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%.     

Analysis of the dominant frequency in a subsonic compressor stator at near stall condition

IDDES method was applied to investigate the highly unsteady flow in a subsonic compressor stator with very large hub clearance and high incidence angle. The blade loading variation frequency was found close to the rotating instability （RI） frequency fRI ＇~ 333 Hz observed in the experiment. Detailed analysis of the flow physics shows that the loading variation is caused by the periodic swing of the large scale separated flow on the blade suction side surface. The breakdown of the leakage vortex has no significant dominant frequencies, thus cannot be the cause of RI in this compressor stator as normally believed. Fur- thermore, the vortex shedding and vortex breakdown due to shear layer instability at the outer edge of the blade suction surface separation region excite high frequency unsteadi- ness that can form the sources of noise.     

风力机翼型非定常气动力分析(英文)

基于状态空间描述的Beddoes-Leishman动态失速模型,对风力机翼型进行非定常气动力分析.考虑到风力机翼型工作时的实际情况,在模型中忽略了可压缩性效应和起始于翼型前缘的流动分离.模型考虑了气流的近尾流效应和在失速区域的后缘分离效应.模型用4个气动状态来描述非定常气动力系数动力学,其中两个用于描述近尾流效应中的时间迟滞,另两个用于描述后缘分离效应.采用模型对做简谐变桨运动的FFA-W3-241风力机专用翼型进行了非定常气动力分析.数值计算结果与实验值吻合良好,说明模型能较好地描述风力机翼型的非定常气动特性.将动态失速数值计算模块与已有的风力机气动与结构分析软件集成,利用软件对一台1.5MW变速变桨距风力机的发电工况进行了仿真.仿真结果表明,翼型的非定常气动特性对动态载荷计算结果影响很大,因此在风力机的设计过程中应该予以充分考虑.     

飞机机身小型天线的阻力特性研究

采用求解RANS方程的方法研究了飞机机身表面不同位置安装相对厚度为20%、不同剖面形状的小型天线的阻力特性。通过流场显示表明随着距离机头距离增加,天线逐渐淹没在附面层中;随着迎角变化背风面的附面层厚度增大。自由流中翼型剖面天线的阻力最小,椭圆剖面、倒角菱形剖面天线阻力分别增加了22%和107%,主要原因压差阻力显著提高。受到机身的干扰影响后天线相对单独部件的阻力增加在0~50%之间;包括3种影响因素:第一是前缘吸力的降低,第二是后缘负压的增加,第三是局部速压的变化。前缘吸力降低的程度正比于当地附面层厚度,附面层厚度越大前缘负压峰值越低,阻力也越大。倒角菱形剖面受机身干扰后缘负压增加,但流线性较好的翼型及椭圆剖面后缘压力变化不大。机身外形变化导致的局部速压增大或缩小可影响天线的摩阻和压力分布。采用单独天线的阻力并考虑干扰影响的方法能够获得较为准确的阻力特性,对附面层内天线的光顺整流对于降低飞机阻力是有效的。     

离心压缩机进口可调导叶尾缘自诱导吹气数值研究

设计一种可进行尾缘自诱导吹气的可调导叶,减弱动静干涉效果,降低叶轮所受气动载荷,提高叶轮的安全性.该结构通过压差作用,调控导叶尾缘流动现象,补偿导叶的部分尾迹,并以某带有进口可调导叶的离心压缩机为例,采用数值方法予以验证.结果表明,在0°开度下结构内流动不明显.随着开度增加,壁面分离加大,在导叶的面上压差加大,使槽道内部自诱导流动加强.在较低增加叶根尾迹强度的条件下,改善了导叶中部、顶部尾迹分布形式,使纯尾迹减弱为弱尾迹,使叶轮气动载荷降低.同时无外部补气,自诱导结构对机组外特性几乎无影响.