沿流向放样的轴流压气机叶道设计方法

针对高负荷压气机角区流动质量差、流动损失显著的问题，以NASA Rotor37为研究对象，提出了一种轴流压气机叶道几何定义与参数化建模新方法，实现了叶片、角区和端壁结构的协同设计及叶片到端壁的高阶光滑过渡，在此基础上，开展了前缘边条和叶身融合对压气机转子气动性能和内部流场影响的数值研究。结果表明，针对NASA Rotor37流道，采用该叶道设计方法对压气机转子角区改型后：绝热效率提高了0.3%,喘振裕度由11.85%增加至18.8%;下凹端壁可以帮助稳定压气机转子通流能力并减少改型过程的流量漂移；叶身融合结构在叶根处提供径向向上的压力梯度，将低能流体从叶片角区吹向主流区以减少角区流动损失，而近叶根处主流区流动损失略有增加。研究成果对发展轴流压气机先进设计方法应具有参考价值。     

轴流压气机平面叶栅气动特性的数值研究

以轴流压气机DMU37动叶根部5%叶高典型截面叶型为研究对象,采用Fluent软件,计算分析不同冲角和进口等熵马赫数下叶栅流场损失及气动特性.结果表明:同一冲角下,进口等熵马赫数的提高增加了叶片负荷和扩压能力,同时也使出口总压损失增加,失速冲角范围变小;相同进口马赫数时,随着冲角增加,出口总压损失先减小后增大,-4°冲角时总压损失最小.同时,验证了轴流压气机平面叶栅马赫数、冲角损失特性规律具有相似性,并且,叶栅端壁区域受进口马赫数和冲角变化影响较大.     

轮廓度加工超差对压气机气动性能影响的数值研究

在压气机叶片加工过程中,轮廓度较难保证,极易出现加工超差,对压气机的气动性能产生影响。以单级轴流压气机为例,通过数值计算研究了轮廓度加工超差对压气机气动性能和局部流场的影响规律。结果表明,动叶尖部轮廓度超差对压气机等熵效率的影响最为显著,而动叶根部轮廓度超差对压气机总压比的影响最大。进一步的敏感性分析指出,轮廓度的变化与轴流压气机的总性能参数呈现负相关特性,并且,随着叶片轮廓度的增大,进口负攻角逐渐增大,流动损失增加。     

多级轴流压气机嵌入级的试验与数值模拟

针对多级轴流压气机中复杂流场在数值模拟时存在计算精度的问题,以四级低速大尺寸轴流压气机为试验平台开展测试研究,并选取第三级带悬臂静叶的嵌入级,进行了与试验同一设计流量工况点的多通道定常和非定常数值模拟.试验与数值模拟结果对比研究表明,气流经过转静交接面时由于掺混损失造成总压降低;转静交接面对非定常计算得到的绝对气流角的...     

跨音速压气机非设计点性能预测

基于二维流线曲率法数学模型,参考公开发表的研究成果,拓展了一种适应于跨声速压气机的损失和落后角模型,并考虑3D和雷诺数的修正,对轴流跨音速压气机转子NASA Rotor37进行了数值计算,得到了设计点与非设计点的特性曲线,并与实验数据进行了对比和分析.结果表明,该方法能较好地预测轴流压气机特性和参数分布,可为压气机的设计和优化提供参考.     

基于弯掠参数控制的压气机动叶优化设计

通过数值模拟方法对NASA Stage35单级轴流压气机原型性能进行计算,选取合理的Bezier和B样条拟合曲线控制点个数来完成压气机动叶参数化拟合,获得参数化叶型.基于人工神经网络和遗传算法相结合的优化设计体系,通过控制叶片的弯掠特性参数对动叶进行寻优计算,最终提高压气机绝热效率.对比发现,对动叶的弯掠特性进行优化可以改变激波位置,减小叶片表面附面层的分离区,优化流场通道内的流动结构,减少流动损失,从而有效提高压气机的绝热效率.     

多级轴流压气机末级静子叶片串列改型方法及流动机理研究

针对多级轴流压气机末级静子叶片转折角大、角区分离严重、流动损失显著的问题,以某工业用6.5级轴流压气机末级静子为主要研究对象,提出了一种三维串列叶片几何参数化建模方法,能够实现对串列参数沿叶高分布规律、叶片弯掠等三维特征的灵活控制,以支持单列叶片向串列叶片的改型设计,并结合数值计算方法,开展了末级串列静子改型设计对压气机气动性能及内部流场的影响研究。结果表明：对6.5级轴流压气机,末级静子叶片由单列改为串列后,6.5级压气机设计工况绝热效率提高了0.965%,稳定工况范围有所拓宽;串列叶片缝隙区射流的流动局部加速作用能够抑制角区分离的周向和径向发展;相比机匣附近,轮毂附近串列参数的变化对压气机气动性能的影响更为显著,且周向交错度较轴向重叠度的影响更大。研究成果对多级环境下压气机三维串列叶片设计具有参考价值。     

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.     

新的多重网格算法在压气机流场计算中的应用

根据在流场数值计算中使用多重网格方法可以加速收敛的原理,在叶栅流场控制方程使用有限体积差分法进行离散的前提下,提出了一种新的4重网格方法来加速求解压气机叶栅可压缩流动,该方法可以与显式时间推进法有效配合使用。通过对NASA67超音速轴流压气机叶栅流场的数值计算表明,该方法明显加快了流场计算的收敛速度,并且计算结果与试验结果吻合较好。     

轴流无叶喷咀及其级的特性实验

本文第一部分分析了轴流无叶喷咀内部流动,进行了内部流场计算。提出了损失模型及减少损失和控制损失分布,以及合理选择喷咀型线的途径。对不同喷咀型线进行了实测,在一定范围内提供了设计用的有关实验数据。第二部分对一已有透平级按第一部分的方法设计了无叶喷咀,进行了级特性实验,测量了级间间隙中的有关气流参数。实验结果表明,轴流无叶喷咀透平级具有良好的实用价值,它适用于单级(如增压透平)透平,或多级透平的第一级。     

轴流压气机进口总压畸变的端区流动响应数值研究

为了探究进口周向总压畸变对压气机性能的影响,以及不同畸变角下压气机端区流场对畸变响应的区别,对跨声速轴流压气机一级动静叶进行全周非定常数值模拟,分别采用均匀来流,畸变角为30°、90°和120°的畸变来流这4种进口条件。进口畸变使压气机的性能明显恶化,并且随着畸变角的增大恶化加剧。畸变角为120°时,随着动叶扫过畸变区,动叶叶顶区域激波的结构和强度发生改变,叶顶间隙泄漏涡的轨迹和强度也发生周期性变化。畸变也会对下游静叶流动产生影响,使静叶叶顶和角区分离加重。当畸变角为90°时,所影响的动叶流道数减少但流场对畸变的响应规律没变。当畸变角减小到30°时,畸变经过动叶完全衰减,静叶流场几乎不受影响。研究结果揭示了压气机性能改变和叶顶、叶根端区流动结构动态特征与畸变来流间的关系,可为提高压气机抗畸变能力提供理论基础。     

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.     

轴流压气机三维流场数值模拟

使用商业软件Numeca对某型轴流压气机进行三维数值模拟计算,采用Spalart-Allmaras湍流模型,运用隐式残差光顺法、多重网格法以及当地时间步长加速收敛技术缩短计算周期,得出了设计转速下的特性曲线,在此基础上进一步改变压气机出口参数来分析压气机叶轮发生失速喘振的原因,这对防止压气机失稳非常重要.然后对压气机内部流场进行了详细分析,得出了轴流压气机转子内部的流动参数分布规律,并指出造成压气机效率及压比损失的原因.     

变冲角对高负荷扇形扩压叶栅性能影响的数值研究

为研究压气机变工况性能,以亚音速高负荷扇形扩压静叶栅为研究对象,利用数值模拟方法,探究冲角变化对扇形叶栅气动性能的影响.结果表明:端壁附面层的分离和二次流动以及角区复杂涡系相互作用,造成严重角区损失.扇形叶栅下角区损失始终大于上角区,且差距会随着冲角的增大而加剧.叶栅总体损失先减小后增大,并在-6°冲角时损失最小.随着冲角增大,栅内低压区位置及吸力面分离位置均提前,角区回流强度也随之增强,且下角区回流强度和回流增强速率均大于上角区.     

轴流压气机转子内三维湍流流场计算

应用高雷诺数ｋ－ｅ湍流模型进行了轴流压气机叶轮内三维流动的计算．使用ＳＩＭＰＬＥ型算法求解了全三维雷诺平均质量加权Ｎ－Ｓ方程．对流项采用了高阶精度的上游加权近似和ＴＶＤ类型的ＭＵＳＣＬ差分格式．采用非正交适体坐标和同位网格系，速度的协变物理分量被选作为独立求解变量．为了消除非物理的压力和速度振荡，对界面上的逆变速度分量采用Ｒｈｉｅ和Ｃｈｏｗ动量插值方法．求解中考虑了周期边界条件和运动壁面边界条件．对两个轴流叶轮进行了计算，计算结果表明全三维湍流计算能有效地预测轴流叶轮对道内及无叶间隙处的分离，以便改进气动设计、几何设计以提高轴流压气机的性能．     

氦气压气机叶型气动特性研究

以高温气冷堆氦气轴流压气机叶型气动特性为研究对象,结合优化算法与现代流场模拟技术研究了氦气压气机叶型的设计特点和损失特性。数值模拟采用SST湍流模型和γ-Reθ转捩模型,考虑了氦气附面层转捩对叶型损失的影响。对比低速空气压气机叶型和CDA叶型,研究了具有低损失和宽广工作范围的氦气压气机叶片表面压力分布特点及其附面层发展特点。研究结果表明,优化叶型在保持设计工况下损失基本不变的情况,大幅度地增加了氦气叶型的低损失攻角范围,并减小了不同攻角时叶型的落后角。优化叶型在正攻角情况下,附面层转捩显著推迟,氦气压气机叶型损失得到有效控制。     

轴流无叶喷嘴透平级的流线迭代法计算

本文导出了适合于无叶喷嘴透平级流线迭代计算的损失模型及流动控制方程组,并据此编制了理想和有损失流的流线迭代计算程序.利用该程序对轴流无叶喷嘴分别进行了理想流和有损失流的数值计算,计算结果与实验值吻合良好.     

叶片弯曲对压气机叶栅损失与速度的影响

进行了带尾板的由常规直叶片、正倾斜叶片、正弯曲叶片、反弯曲叶片、S形叶片组成的5种矩型压气机叶栅在低速风洞上的实验研究，测量了叶栅出口流场，分析了零冲角下不同叶片弯曲形式对叶栅出口总压损失分布情况和主流速度的影响．结果表明，弯曲叶片对压气机叶栅出口流场有很大的影响，正弯曲叶栅可以降低叶栅的端壁损失，反弯曲叶栅加大了角区分离，恶化了两端区流动，总损失高于直叶栅．     

小安装角轴流压气机S1流面的流线曲率法解

应用流线曲率法解轴流压气机内部流场，解决小安装角轴流压气机S1流面正问题计算时出现头部突出而产生流线交叉的现象以及迭代难收敛的问题．提出了采用旋转坐标系的方法，以保持叶型头部原有的形状及流道内流线的相对位置不变，经验证得到了很好的结果，可以应用于大多数轴流压气机的计算与分析．     

单级跨音速压气机内流场的非定常模拟及损失分析

通过数值求解非定常三维可压缩Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS)方程,模拟了跨音速压气机级Rotor35/Stator37内的流场。为了分析该压气机级的损失,推导了描述非定常流动损失的参数(不可逆性)及其对应的强度量参数。以此为基础,研究了损失和流动结构之间的关系,得到了不同流动结构在损失产生上的主次关系;并定量给出了主要区域损失的大小。发现在最高效率点附近,边界层产生最大的损失,然后是顶隙泄漏流动,尾迹,以及核心区流动。本文也对该级压气机进行了损失功分析,结果表明吸力面边界层以及顶隙泄漏流动对于损失产生贡献最大。