端壁造型抑制角区失速的数值研究

针对跨音压气机的静叶角区分离导致失速这一流动现象,开展了端壁造型的研究．提出了与角区堵塞量相关联的轴对称与非轴对称端壁造型方法,通过数值模拟验证了此造型方法能够抑制角区分离．研究结果表明,轴对称造型方法使总压恢复系数比原型提高0．5％,而仅在吸力面侧凹曲率所形成的非轴对称造型方法,能够对角区堵塞起到较大程度的抑制,效果明显好于Rose提出的正弦函数非轴对称端壁造型．     

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。     

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.     

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。     

非轴对称端壁成型技术的实验研究

通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁成型法和压差非轴对称端壁成型法的效果进行了实验研究与考核.结果表明:与轴对称环形端壁相比,这2种非轴对称端壁使得总压损失系数都有不同程度的减小,在叶栅出口下游段距尾缘2 mm截面上,2套造型端壁流道的总压损失系数分别降低了7.78%和10.20%;在叶栅出口下游段距尾缘4 mm截面处,2套端壁造型流道的总压损失系数分别降低了9.70%和14.22%.实验还验证了2种端壁成型方法的有效性,采用这2种成型方法设计的叶栅流道能够降低叶栅的二次流流动损失,提高级效率.     

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。     

非轴对称端壁透平级气动性能的数值研究

采用双控制型线方法对高负荷低展弦比透平级完成了非轴对称端壁造型设计;采用RANS方程和考虑转捩模型的SST紊流模型对轴对称端壁透平级和非轴对称端壁透平级进行了气动性能的分析和对比.结果表明:非轴对称端壁造型设计方法通过降低周向压力梯度减小了透平级的二次流损失,提高了透平级效率达0.16％;静叶流场的变化引起了动叶进口条件的改变,从而导致动叶进口压力和反动度增大.     

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%.     

设计工况下非轴对称端壁造型方法对涡轮动叶性能的影响

为揭示非轴对称端壁控制涡轮动叶二次流的物理机制,采用三角函数造型方法,对设计工况下某一燃气涡轮的第一级动叶进行数值研究.结果表明,只有在合适的非轴对称端壁半径扰动量下,才能获得较好的气动收益;扰动半径在5%～10%叶高内,性能会有所提升.相对于造型幅值,气动性能对造型几何位置更为敏感.本文采用的三角函数造型法主要通过合理降低横向压力梯度,推迟通道涡发展,从而减弱通道涡强度和维度,进而降低流动损失.     

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％。     

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。     

端壁造型对轮缘密封流场和封严效率的影响

针对端壁造型设计在减少二次流损失的同时会影响轮缘密封的封严等问题,采用数值求解三维URANS(Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程和SST湍流模型的方法,研究了动叶前缘下端壁5种造型对轮缘密封流场和封严效率及动叶气动性能的影响;数值分析了轮缘密封的封严效率,并与实验数据比较,验证了数值方法的准确性。对比了5种动叶前缘端壁造型结构的轮缘密封封严效率和动叶气动性能,结果表明:动叶前缘端壁造型会影响局部的压力分布,进而影响轮缘密封封严效率;与轴对称端壁相比,凸壁面端壁造型使动叶前缘高压区前移,提高了轮缘间隙处主流周向压力波动,导致最小封严气量需求增加23%以上,而凹壁面端壁造型降低了局部压力和主流的周向压力波动,能够使最小封严气量减小14%以上;凹壁面端壁造型使得动叶流道内的通道涡扩大,级效率降低。     

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。     

非轴对称静叶对跨声速风扇流场影响的数值研究

为研究非轴对称静叶应用于风扇/压气机中提高畸变条件下工作性能和稳定性的可行性,设计一种非轴对称静叶结构,并将其应用于某单级风扇.通过对均匀进口条件下原型风扇和非轴对称风扇流场进行求解,得到两型风扇的特性曲线,并对两型风扇在设计点工况下流场进行对比分析.结果表明:非轴对称风扇效率在最高效率点附近要高于轴对称风扇,但其稳定工作范围明显小于轴对称风扇;采用非轴对称静叶会增加动叶内的非定常扰动,使工作稳定性下降;非轴对称静叶区域内的角区分离得到明显抑制,流场得到改善.     

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。     

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.     

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。     

大焓降汽轮机静叶栅气动性能实验研究

在环形叶栅风洞上,对亚临界600 MW汽轮机中间级大焓降静叶栅进行了吹风试验。对三个冲角条件下叶栅流道内气流参数进行了详细测量。结果表明,该大焓降静叶叶片负荷沿叶高变化,同时采用了叶片弯曲设计,能够满足汽轮机叶栅的高负荷要求;并可以有效抑制边界层低能流体的积聚甚至分离。大焓降静叶在叶展中部为前加载叶型,可以承担较高负荷。叶片两端采用后部加载叶型,结合叶片正弯降低了端区的气动负荷,显著降低了端壁区域的叶栅损失。研究的大焓降叶栅具有良好的冲角适应性。     

基于微动散射点分离的角闪烁抑制方法

针对近程毫米波雷达中目标角闪烁引起的测角误差问题,提出了一种基于微多普勒效应的多散射点分离角闪烁抑制方法.建立了多散射点目标的微多普勒回波模型,利用不同微动散射点微多普勒谱的区别,给出了一种基于重排平滑伪魏格纳维尔分布( Reassign smoothed pseudo Wigner-Ville distribution,RSPWVD)的多散射点角度信号分离和测量方法,研究了基于散射点回波幅度自适应融合加权的角闪烁抑制方法.仿真结果表明,此种方法能够有效抑制毫米波连续波雷达与微动目标在近距离的测角误差.     

轴流压气机串列静子叶片弯掠设计优化

为了提高轴流压气机的串列静子在不同工况下的静压比与总压恢复系数,采用高自由度的复合弯掠三维叶片造型设计方法,对其前后排叶片进行协同双目标优化设计。设计优化研究表明：弯掠优化设计显著抑制了正攻角工况下串列静子叶片流道内的气流分离,缓解了负攻角工况下串列静子叶片缝隙通道内的气流堵塞。最后优化的弯掠叶型在正和负攻角工况下,静压比分别提升了0.99%和0.71%,总压恢复系数分别提升了0.89%和0.72%。