不同马赫数下非轴对称端壁扇形叶栅流场

以某一高压涡轮导叶扇形叶栅为研究对象,通过数值和实验方法研究非轴对称端壁造型对涡轮叶栅内二次流的控制机制,分析出口马赫数增加对二次流损失特性的影响规律.结果表明:不同出口马赫数下,非轴对称端壁造型可有效降低总压损失,抑制周向二次流,削弱通道涡强度.出口总压损失系数和涡量随出口马赫数的变化而变化;出口马赫数为0.85时,改善效果最好,出口总压损失系数减小10.81%.     

非轴对称端壁成型及其对叶栅损失影响的数值研究

根据叶栅非轴对称端壁成型的基本原理，探讨了非轴对称端壁成型的技术，利用三角函数构建了叶栅非轴对称端壁的型面，对5种不同端壁的叶栅进行了数值模拟，并采用三维时均可压缩N-S方程组求解方法，对构建的非轴对称端壁的跨音速直列叶栅进行了数值研究．结果表明：采用非轴对称端壁可有效降低叶栅二次流损失，所建立的非轴对称端壁成型方法效果比较明显；成型过程中单峰幅值控制函数要明显优于双峰函数，单峰幅值控制函数中最大幅值约占5％叶高为宜，此时计算结果显示在叶栅128％轴向弦长处总压损失降低了约4．7％。     

透平叶栅非轴对称端壁优化设计

为减小透平叶栅二次流损失、提高气动效率,建立了结合透平叶栅非轴对称端壁造型双控制型线参数化方法、全局优化自适应差分进化算法和基于Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程求解技术的叶栅气动性能评价方法于一体的透平叶栅非轴对称端壁优化设计体系,同时验证了全局优化自适应差分进化算法和透平叶栅气动性能评价方法的可靠性和准确性。以透平叶栅总压恢复系数最大化为优化目标,在出口气流角和质量流量的约束及叶栅非轴对称端壁三维参数化控制点共20个设计变量下,完成了透平叶栅非轴对称端壁造型优化设计。研究结果表明,优化后得到的非轴对称端壁造型可有效减少透平叶栅的二次流损失,使叶栅总压恢复系数提高0.25%,证明所提出的设计体系是有效的,可为透平叶栅非轴对称端壁优化提供设计工具。     

小展弦比叶栅非轴对称端壁造型及气动性能的数值研究

提出了基于双控制型线的非轴对称端壁造型新方法,并在某小展弦比叶栅的上下端壁上完成了非轴对称端壁造型设计.采用数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)和考虑转捩模型的SST湍流模型对轴对称端壁原始叶栅和非轴对称端壁叶栅进行了详细的流场特性分析,结果表明:所提方法可以有效减少进入叶栅通道涡的低能流体,从而抑制了通道涡的发展,减少了二次流损失.由于叶栅展弦比较小,所以非轴对称端壁会影响到整个流场,使得出口气流角在整个叶高范围内有所增大,中叶展处叶片负荷下降,型面损失减少.与轴对称端壁原始叶栅相比,非轴对称端壁叶栅效率提高了0.22%,从而验证了所提方法的有效性.     

大涵道比风扇角区失速模化设计及非轴优化

为研究非轴对称端壁造型对大涵道比风扇角区失速流动的改善作用,对某风扇进行了平面叶栅模化设计及非轴对称端壁优化。采用数值模拟方法,以风扇根部叶型为基础进行模化设计;在此基础上,采用两种不同的控制点分布方法对平面叶栅进行非轴对称端壁优化改型。研究结果表明:模化后的平面叶栅角区失速流动及叶片加载特点与风扇原型基本一致;采用自由曲面及类两面角曲面两种非轴造型对平面叶栅角区进行优化,叶栅总压损失系数分别降低了4.57%和5.38%;将流场改善效果较好的类两面角曲面造型应用于风扇原型角区,结果表明该造型使得风扇效率提高了0.441%,角区失速现象也得到了有效的抑制。深入的流场分析表明,类两面角曲面的非轴对称端壁造型,沿流向能有效推迟压气机平面叶栅通道涡向吸力面的发展,沿径向通过使涡结构上移减弱在端壁附近吸力面附面层和通道涡的相互作用;与此同时,对大涵道比风扇原型的角区失速流动也能起到较好控制效果。     

进口端壁不重合对跨音速透平叶栅端壁流动和传热特性影响的研究

为了评估燃气轮机燃烧室出口与透平第一级喷嘴导向叶栅端壁不重合对叶栅端壁热负荷分布和运行寿命的影响,采用商用 CFD 软件 ANSYS FLUENT 数值研究了进口端壁不重合度（进口后向台阶结构）对跨声速叶栅端壁流动和传热特性的影响规律。计算了进口湍流强度 Tu1 = 16%、出口马赫数 Ma2 = 0.85 时,2 种进口后向台阶高度（0 mm, 6.78 mm）下,跨音速叶栅端壁传热系数,并与实验结果进行了比较,验证了所提基于 RSM（Reynolds stress model）湍流模型数值方法的准确性。分析了 6 种进口后台阶高度（0 mm、1.5 mm、3 mm、5 mm、6.78 mm、10 mm）下的跨音速叶栅端壁热负荷分布、近端壁二次流结构、后台阶涡系发展和气动损失。研究结果表明：由于进口台阶结构的影响,在叶片前缘上游区域形成了显著的再附着涡、空腔涡和辅助涡等复杂的后台阶流涡系;后台阶流再附着涡系使叶片前缘上游区域形成显著的高传热区;随着进口台阶高度的增大,该高传热区控制面积和传热系数均逐渐增大,最大传热系数增大了 90%~160%,高传热区的位置逐渐向下游移动,形状逐渐由节距方向的“条形”演变为“C”字形,两端向叶栅通道内部迁移;进口台阶结构导致叶栅通道总压损失系数增大了 0.17%~0.45%,台阶高度为 3 mm 时,总压损失系数最大。     

进口端壁不重合对跨声速透平叶栅端壁流动和传热特性影响的研究

为了评估燃气轮机燃烧室出口与透平第一级喷嘴导向叶栅端壁不重合对叶栅端壁热负荷分布和运行寿命的影响,采用商用CFD软件ANSYS FLUENT数值研究了进口端壁不重合度(进口后向台阶结构)对跨声速叶栅端壁流动和传热特性的影响规律。计算了进口湍流强度Tu1=16%、出口马赫数Ma2=0.85时,2种进口后向台阶高度(0、6.78mm)下,跨声速叶栅端壁传热系数,并与实验结果进行了比较,验证了所提基于RSM(Reynolds stress model)湍流模型数值方法的准确性。分析了6种进口后台阶高度(0、1.5、3、5、6.78、10mm)下的跨声速叶栅端壁热负荷分布、近端壁二次流结构、后台阶涡系发展和气动损失。研究结果表明:由于进口台阶结构的影响,在叶片前缘上游区域形成了显著的再附着涡、空腔涡和辅助涡等复杂的后台阶流涡系;后台阶流再附着涡系使叶片前缘上游区域形成显著的高传热区;随着进口台阶高度的增大,该高传热区控制面积和传热系数均逐渐增大,最大传热系数增大了90%～160%,高传热区的位置逐渐向下游移动,形状逐渐由节距方向的"条形"演变为"C"字形,两端向叶栅通道内部迁移;进口台阶结构导致叶栅通道总压损失系数增大了0.17%～0.45%,台阶高度为3mm时,总压损失系数最大。     

叶片前缘造型对压气机平面叶栅气动特性的影响

为探究叶片前缘造型对压气机平面叶栅气动性能的影响规律,基于Fluent软件,采用一种径向参数造型方法对轴流压气机DMU37动叶根部5%叶高平面叶栅进行前缘改型,分析不同冲角下造型参数变化对叶栅流场气动性能的影响规律.结果表明:切削后的叶栅流场出口截面质量平均的总压损失系数变大,但较小切削深度使可计算正冲角范围扩大2°;在0°及正冲角时,切削后的叶栅静压比提高,端部区域低能流体向叶高中间位置迁移,端部区域总压损失变小;切削后的叶栅流场损失特性变化开始于前缘附近,进而影响整个流道,证明前缘对整个流场气动特性变化具有重要作用,为进一步探索前缘造型方法提供了参考方向.     

采用样条曲面非轴对称端壁成型的高压涡轮动叶气动优化

为了提升高负荷涡轮级的气动效率,发展了基于样条曲面的非轴对称端壁造型方法。以该参数化造型方法为基础,结合高效智能优化算法和经过校核的数值仿真方法,建立了涡轮非轴对称端壁设计优化平台,并以某小展弦比高压涡轮级为研究对象,以效率为优化目标,以流量为约束条件,在级环境和发动机工况下开展了非轴对称端壁优化设计。结果表明：优化设计后的涡轮动叶相对于参考设计,涡轮级的总总效率提升0.26%;非轴对称端壁造型改变了动叶下端壁附近的压力分布,动叶吸力面侧压力系数相对于参考设计显著提升,这降低了动叶叶片通道内的横向压力梯度,抑制了通道中的二次流动;非轴对称端壁造型改变了叶片通道中的涡系结构,相对于参考设计,非轴对称端壁造型使得马蹄涡压力面分支在叶片通道内部沿着叶片压力面迁移,在靠近通道出口的位置才汇入通道涡,这削弱了通道涡的强度,进而降低了气动损失,提高了涡轮级效率。     

前缘倒角造型对叶片端区气热性能影响的研究

采用数值计算方法研究了前缘倒角造型动叶的端区气热性能,分析了3种前缘形式(无倒角、直线型倒角、抛物线型倒角)的叶片端区的二次流结构、气动损失和传热特性,对比了有、无前缘倒角时马蹄涡和通道涡对端区流动传热性能的影响机制。结果表明:前缘倒角造型显著减小了端壁前缘区域的切应力、通道下游偏转角和前缘倒角角区的马蹄涡尺寸和强度,但对通道涡的抑制作用较小;前缘倒角削弱了端区横向二次流动,使得通道下游总压损失减小;抛物线型前缘倒角的角区湍动能和马蹄涡尺寸略小于直线型前缘倒角造型的相应参数;3种前缘倒角造型叶片通道下游端壁的平均Nu沿流向均逐渐增大;相对于无前缘倒角造型叶片,带前缘倒角造型叶片的端壁前缘区域节距方向平均Nu最高下降了约40%。,但通道下游端壁节距方向平均Nu仅下降约8%;在通道下游,抛物线型前缘倒角叶片端壁节距方向平均Nu略低于直线型前缘倒角叶片。