离心式叶轮机匣处理的整周非定常数值分析

针对不带机匣、带周向机匣和带轴向机匣的三种类型的Krain叶轮进行了整周非定常数值计算,通过使用"交错叶片"和"下游变面积喷嘴"的方法来模拟小流量工况下叶轮的非稳定流场特性。数值计算结果表明,"交错叶片"和"下游变面积喷嘴"的方法并不一定能触发离心式叶轮中的旋转失速涡团,流场参数的非定常脉动频率主要是叶片扫掠频率的N次谐波。周向机匣处理可以有效的减小叶轮上游流场的脉动幅度,而轴向机匣的减小程度很微弱。机匣中的流体主要在前缘面附近返回到叶轮主流道,这是机匣处理扩大叶轮失速裕度的一个原因。     

航空发动机内外涵道三维粘性流场的数值模拟

本文用数值模拟的方法,对某涡扇发动机从风扇入口到增压级出口以及整个外涵道的稳态流场进行了联算和分析,计算是在我们自主搭建的分布式平行网络平台上进行的。计算表明风扇叶片沿叶高马赫数变化较大,从叶根附近的0.56变化到叶顶的1.34。本文得出了比较详细的内外涵道流场的信息,为叶片优化设计以及气动声学评估提供了依据。     

风扇/增压级非设计工况特性分析

本文对某涡扇发动机风扇-外涵道-内涵道整体进行三维定常数值模拟,对内外涵道在设计转速下的流量特性和非设计工况下的气动性能进行了分析。得到内外涵道的稳定工作区域以及在内外涵道堵塞和近失速点的流场信息,为风扇／增压级整体结构的性能评估和优化设计提供了一定的依据。     

计及几何参数变化的离心压气机特性分析

本文采用CFD软件对微型燃机的离心叶轮进行数值模拟,讨论了叶片数及分流叶片位置对叶轮性能的影响,并进行了流场分析。在本文研究的情况中,叶片数增加使得性能曲线左移,单个叶片载荷减小,损失增加,叶轮效率下降, 但是增压效果得到改善。分流叶片位置靠近主叶片压力面时,性能曲线右移,流通能力提高,同时会使分流叶片的载荷增大,当分流叶片靠近主叶片压力面时,则情况相反。     

离心泵三元扭曲叶片设计的研究

本文参照离心压缩机三元扭曲叶片的设计方法,发展了一种离心泵叶轮三元叶片的设计方法。采用液流角动量作为控制叶片弯扭规律的参数,考虑流动分离对叶片中心面形状的影响,对沿轮盘、轮盖处相对流线上角动量分布形式的确定原则进行了分析与改进。通过引进叶轮水力效率来计及粘性的综合影响,使基于平均S2m流面反问题的计算方法更符合实际情况。最后对一离心泵的叶片进行计算,得到了较好的叶片形式。     

具有混合型边界条件的叶栅流动计算

1、前言 本文讨论的混合型问题,仍属叶轮机械中的“正问题”。但其中某些边界条件是未知的,须依赖适当的物理假定。这些假定在被实验证实之前,至少必须在计算求解时是可行的。 典型的例子是具有长短叶栅的离心压气机叶轮的S_1流面流动和有内外涵道的风扇压气机转子内的S_2流面流动。本文将以前者为例,讨论这种“混合型”问题的解法。 2、基本方程     

离心叶轮内三维分离流态的拓扑分析

本文主要是用拓扑分析的方法,根据实验给出的流场信息,来确定流场结构的性质和研究这些性质随流动参数变化的规律,从而得到对流场特性的定性认识。这里着重讨论了离心叶轮内表面分离流态,指出叶片吸力面和压力面不同的分离形式,分析了叶片表面奇点分布规律,建立了叶道内三维流动分离模型。     

去掉上、下游叶片排后“孤立”叶片排的叶栅实验和S_1流面计算中,上、下游条件的确定

根据五十年代初建立起来的叶轮机械三元流动通用理论,本文提出一个根据多排叶片的S_2中心流面的计算结果提供某一个叶片排的S_1流面计算所需的上、下游流场条件的方法。这个方法也适用于提供对多个叶片排中某一个叶片排的S_1流面上的叶栅进行实验工作时所需的叶栅上、下游条件。本文给出的算例表明:这种方法可以使S_2中心流面计算得到的叶片排上、下游间隙站上的气流参数基本上不因拿掉它的上、下游叶片排而受到影响;同时还表明,使用本方法后得到的S_1流面计算结果与通常的处理方法得到的S_1流面计算结果在叶片的前缘处有明显的差别。     

带分流环的S_2流面流场线松弛计算方法与程序

一、前言 在风扇发动机中,内外涵分流环的形状与位置会对风扇发动机的性能有明显的影响.因而,了解分流环表面的速度、压力等的分布以及其对流场的影响,对于提高风扇发动机的性能具有重要的实际意义. 本文所介绍的这个计算程序采用任意非正交曲线坐标与相应的非正交速度分量的叶     

叶片数及分流叶片位置对压气机性能的影响

应用三维粘性计算程序对存在叶顶间隙泄漏时带分流叶片的离心压气机内部流动进行了数值模拟,重点分析了叶片数及分流叶片处于不同位置对压气机级内三维粘性流场及级性能的影响。计算中采用中心差分格式结合B-L代数模型使用时间推进法求解雷诺平均N—S方程。计算结果表明:叶片数增加,叶轮进口阻塞增加,压气机性能下降,但可有效降低叶轮单个叶片的载荷。分流叶片位于不同位置时,应用IBSA叶轮的压气机效率最高,压气机性能最好。     

高速离心压气机的设计与流场数值计算

介绍了一个带有分流叶片的小流量离心压气机的设计过程,这个叶轮的主要设计参数为流量0.215 kg/s,转速95000 r/min,压比1.8。简要介绍了离心压气机设计系统,其中包括初步设计及优化模块,性能仿真模块,叶轮造型模块。使用三维N-S方程对所设计的离心压气机在设计点的性能进行了计算,计算结果表明所设计的离心压气机基本能够满足设计要求。     

基于NURBS三维造型的粘性气动最优化设计技术

开发了用非均匀有理B样条对叶轮机械叶片进行参数化三维重构的建模方法,成功实现了透平叶片、压气机叶片和风扇叶片的统一三维重构,并把该模块集成到了基于商业软件iSIGHT的气动优化平台中。在该气动优化平台上通过选择不同的优化策略,对一透平叶片分别进行了“基迭方式气动优化”和“全三维气动优化”,结果证明优化效果显著。     

风扇通流设计中环量分布形式的探讨

本文以时间推进通流设计方法为工具,设计了两个压比3.0级别的风扇转子,探讨了环量轴向分布形式对设计的影响.两个设计采用不同的环量分布,一为环量沿轴向线性变化,另一为环量沿轴向按余弦曲线变化,三维粘性计算结果表明,在峰值效率点,后者压比、效率和流量都高于前者.后者叶尖形成预压缩效果更为显著的叶型,对激波有更好的控制,激波后分离区小,更适合用于高负荷风扇的设计.     

高压比离心压气机叶片扩压器设计准则研究

本文对某带叶片扩压器的高压比离心压气机进行数值研究,提出Vt和Vm沿子午流道规律变化的叶片扩压器气动参数设计准则,采用该设计准则的优化结果表明,在保持原型扩压器进出口半径的条件下,压气机压比基本不变,但最高效率提高1.55%,工作裕度扩宽22.22%。同时,本文提供气动参数设计准则相应的快速优化设计流程。该气动设计准则可为类似的高压比离心压气机叶片扩压器设计、优化提供指导与参考。     

高速、高负荷跨音速单级风扇设计与试验

本文介绍－高性能单级跨音速风扇的设计与试验结果。该风扇设计压比２．３,设计效率０．８８,具有高切线速度５１０ ｍ／ｓ（相对马赫数达 １．７２）和低展弦比。 在气动设计过程中,为了改善级效率,使用了前缘掠型和任意空间积迭曲线新技术。为了提高气动设计的可靠性,对风扇进行了三维有粘流动计算分析和气动的优化。 试验结果表明：这台风扇性能达到了它的设计目标。设计点压比（２．３）效率为８９．５％,峰值效率达９０．８％,最高压比达２．４９１,喘振裕度超过１１．５％。 这台风扇显示了当今国际上先进风扇水平。高水平性能的取得归功于在高速和高负荷风扇气动设计中准三维和三维粘性设计系统的应用。     

一种微型燃气轮机核心机工程设计及分析

高效微型燃气轮机发电机组可用于航空、航天等领域,还可用于分布式发电、军用车辆辅助动力装置、车用混合动力装置等,因此研究这种动力装置有很重要的实用意义。介绍了一种微型燃气轮机核心机设计过程。这种微型燃气轮机由单级离心压气机、折流环形燃烧室、单级轴流涡轮组成。离心压气机采用进口带导叶、出口带有叶扩压器形式。转子轴采用1-0-1支撑方案。为了解决均匀燃烧问题,采用了甩油盘的供油方式。给出了主要设计参数,对设计的微型燃气轮机进行了初步的性能分析。     

使用确定应力模型研究离心压气机叶片相互作用

离心压气机叶轮和扩压器叶片间空隙很小,在无叶区和半有叶区的流动非定常特性十分明显。特别是离心叶轮出口通常的射流／尾迹流动使得有叶扩压器进口在时间、空间两个尺度上都存在十分强烈的不均匀性。叶轮和扩压器叶片间的相互作用,历来都被认为是影响离心压气机效率和稳定工作范围的重要因素。本文引入确定应力模型和改进的计算域延伸方法,计算了Ｋｒａｉｎ离心压气机组的流场,着重分析了叶轮出口无叶区、半无叶区等叶片间相互作用最强烈的区域的复杂流动现象。     

Application of frequency-domain linearized Euler solutions to the prediction of aft fan tones and comparison with experimental measurements on model scale turbofan exhaust nozzles

Although it is widely accepted that aircraft noise needs to be further reduced, there is an equally important, on-going requirement to accurately predict the strengths of all the different aircraft noise sources, not only to ensure that a new aircraft is certifiable and can meet the ever more stringent local airport noise rules but also to prioritize and apply appropriate noise source reduction technologies at the design stage. As the bypass ratio of aircraft engines is increased - in order to reduce fuel consumption, emissions and jet mixing noise - the fan noise that radiates from the bypass exhaust nozzle is becoming one of the loudest engine sources, despite the large areas of acoustically absorptive treatment in the bypass duct. This paper addresses this ‘aft fan’ noise source, in particular the prediction of the propagation of fan noise through the bypass exhaust nozzle/jet exhaust flow and radiation out to the far-field observer. The proposed prediction method is equally applicable to fan tone and fan broadband noise (and also turbine and core noise) but here the method is validated with measured test data using simulated fan tones. The measured data had been previously acquired on two model scale turbofan engine exhausts with bypass and heated core flows typical of those found in a modern high bypass engine, but under static conditions (i.e. no flight simulation). The prediction method is based on frequency-domain solutions of the linearized Euler equations in conjunction with perfectly matched layer equations at the inlet and far-field boundaries using high-order finite differences. The discrete system of equations is inverted by the parallel sparse solver MUMPS. Far-field predictions are carried out by integrating Kirchhoff's formula in frequency domain. In addition to the acoustic modes excited and radiated, some non-acoustic waves within the cold stream-ambient shear layer are also captured by the computations at some flow and excitation frequencies. By extracting phase speed information from the near-field pressure solution, these non-acoustic waves are shown to be convective Kelvin-Helmholtz instability waves. Strouhal numbers computed along the shear layer, based on the local momentum thickness also confirm this in accordance with Michalke's instability criterion for incompressible round jets with a similar shear layer profile. Comparisons of the computed far-field results with the measured acoustic data reveal that, in general, the solver predicts the peak sound levels well when the farfield is dominated by the in-duct target mode (the target mode being the one specified to the in-duct mode generator). Calculations also show that the agreement can be considerably improved when the non-target modes are also included, despite their low in-duct levels. This is due to the fact that each duct mode has its own distinct directionality and a non-target low level mode may become dominant at angles where the higher-level target mode is directionally weak. The overall agreement between the computations and experiment strongly suggests that, at least for the range of mean flows and acoustic conditions considered, the physical aeroacoustic radiation processes are fully captured through the frequency-domain solutions to the linearized Euler equations and hence this could form the basis of a reliable aircraft noise prediction method.     

由两个风扇转子设计得到的启示

本文对两个风扇转子设计进行了总结,从设计过程突破问题的关键以及流动的组织方面看,得到了几点有益启示,值得在新型叶轮机设计及有关问题研究中引以借鉴。     

使用槽道平均模型的多叶片排N-S方程并行计算

1前言多叶片排三元粘性计算，正在成为压气机、涡轮设计的重要工具。与混合平面模型山相比，槽道平均模型p］能够更加精确地模拟动静叶片间相互作用。它减少了内边界信息传递积累误差，增强了计算程序的鲁棒性。国内很多单位开展了有关的研究工作［‘－’］。本文发展了使用槽道平均模型多叶片N－S方程并行计算程序，并对一多级压气机设计中间方案的前3级进行了试算。2关于槽道周向平均模型这一模型是由Ad。mCZyk［’l提出，它不但被应用于三维直接计算数值模拟，其中的一些基本概念还曾被应用于两类流面迭代平均SZ流面计算。其主要思路…