轴流压气机机匣处理研究进展及评述

喘振和旋转失速裕度等稳定性问题是压气机设计者所关心的主要问题之一, 不稳定 流动大多数情况下都是从压气机端部区域开始的, 如果能够延迟端部区域的失速, 就能提高压气机的稳定工作范围. 在过去的30多年中,许多种型式的处理机匣结 构被用于改善端部区域流动, 提高压气机的稳定工作范围. 从机匣处理的实验 研究、理论分析和数值模拟3个方面对轴流压气机机匣处理的研究进行了回顾, 讨 论了处理机匣内部流动机理及其对轴流压气机性能和稳定性的影响, 并指出了机匣 处理研究的发展趋势.     

叶轮机械非定常流动研究进展

本文就叶片排进出口流场畸变型动力响应、压缩系统气动稳定性、叶轮机械非定常气动问题的数值模拟以及失速颤振轴流压气机系列转子实验等４个方面问题,从非定常气动力学角度作一概述和展望      

考虑气动热对粘性系数μt影响的压气机流场计算

根据气动热影响叶片壁面附面层粘性系数tμ的理论,把考虑气动热对粘性系数tμ影响的粘性体积力计算方法运用于压气机叶栅三维粘性流场计算。计算时使用有限体积显式时间推进法解算Navier-Stokes方程,用Baldwin-Lomax模型模拟湍流流动。所得结果比不考虑气动热影响的三维计算结果更接近实验结果,能更真实地反映压气机叶栅流场的流动。     

低雷诺数下附面层组合抽吸方案对压气机特性影响的研究

为了分析附面层抽吸流动控制对低雷诺数下压气机特性的影响,本文采用数值方法模拟了低雷诺数下附面层组合抽吸方案对NASA Rotor 37跨音速压气机性能和稳定性的影响特点及作用机理。通过在该压气机转子叶片吸力面和机匣上分别设计附面层抽吸槽,探讨了组合抽吸方案对低雷诺数下(H=20km)压气机性能和稳定性的影响。结果表明:采用组合抽吸方案后,压气机峰值效率提高约1.3%;压气机最大增压比提高约2.5%;压气机转子的近失速点流量减小约14.6%。进一步分析作用机理发现,组合抽吸槽有效抑制了附面层径向涡向叶顶的运动和聚集,使叶顶附面层分离区减少约70%从而有效改善了压气机的流场特性。     

轴流压气机失速初始扰动的研究进展

在失速主动控制思想的推动下,对轴流压气机失速初始扰动的研究一直是叶轮机械非定常流领域的热点问题之一,同时也是一个尚未认识清楚的难点问题. 本文从失速初始扰动的理论模型、实验研究和机理分析3个方面对轴流压气机失速初始扰动的研究进展进行了回顾.对目前失速初始扰动研究中的集中问题,如低速和高速环境下初始扰动的试验检测方法, 初始扰动类型,以及初始扰动出现的内在流体动力学机理等问题进行了总结. 在此基础上,讨论了叶尖区域的复杂流动特性和失速初始扰动的内在联系,并指出了失速初始扰动研究的发展趋势, 认为今后应进一步深化如下问题:初始扰动形式影响因素的系统研究, 高速压气机中初始扰动新形式研究,初始扰动产生的流体动力学物理机制及其与压气机的设计和运行参数之间的关联性研究.      

转子叶尖引射式射流的数值研究

转子叶尖射流能够有效地提高压气机的稳定工作裕度, 但是现有的各种射流器结构复杂, 并使发动机的重量增加. 研究目的在于探索一种新型的射流方式, 以方便在压气机中的实现,并且不增加发动机的重量. 采用对转子叶尖前缘位置机匣进行局部修型的方法, 提高了转子叶尖前缘附近流场的轴向速度, 从而产生类似转子叶尖射流的效果. 在Rotor37上的数值分析发现, 该方法能够提高转子的失速裕度约6.7%, 并能使转子的效率与压比有较小的提升. 对比不同机匣修型方案发现, 修型位置对压气机裕度的影响最为明显. 对转子叶尖流场的分析表明, 该方法能够提高转子叶尖前缘的轴向速度, 并将叶尖泄露涡向下游推移, 减小了转子叶尖的流动堵塞, 从而拓宽了转子的失速裕度.      

离心压气机叶片扩压器的不稳定流动特征

本文用高频响应的热线风速仪及压力传感器作为测量仪器,与磁带记录仪及CF-920动态信号分析仪一起,组成测量及分析系统,并用该系统对离心压气机带叶片扩压器时的流动脉动进行了测量,得出了流体脉动的时间和空间特征.文中给出了失速波形及失速参数随流量的详细变化.本文装置上产生三团失速,流量减小过程中。失速团以2.2%～7%的叶轮转动速度旋转.转速变化时,失速现象的演变过程并不发生变化.失速时,叶片扩压器前缘附近的流动最为恶化,流体脉动幅度较大,气流角的变化剧烈.     

柔性结构气弹效应在流动控制中的应用及进展

柔性结构与空气动力耦合形成的系统呈现出丰富的非定常、非线性流动和结构动力学行为,对其气动弹性效应合理地控制和利用,能够大幅度提高飞机机翼、风力机叶片等结构的气动性能,并使其具有气动自适应能力.本文总结了近年来与气弹效应应用相关的研究进展及存在的问题,具体介绍了薄膜翼型的流动控制特性、柔性壁面减阻技术以及Sinha扰流装置的发展过程、主要成果以及未来发展趋势,着重对相关试验、流固耦合数值分析、Lagrangian拟序结构动力学等理论分析方法进行总结,展示了气弹效应在流动控制方面的巨大潜力和深远的学术意义,以便更多的研究人员开展该领域的研究工作.      

柔性结构气弹效应在流动控制中的应用及进展

柔性结构与空气动力耦合形成的系统呈现出丰富的非定常、非线性流动和结构动力学行为,对其气动弹性效应合理地控制和利用,能够大幅度提高飞机机翼、风力机叶片等结构的气动性能,并使其具有气动自适应能力.本文总结了近年来与气弹效应应用相关的研究进展及存在的问题,具体介绍了薄膜翼型的流动控制特性、柔性壁面减阻技术以及Sinha扰流装置的发展过程、主要成果以及未来发展趋势,着重对相关试验、流–固耦合数值分析、Lagrangian拟序结构动力学等理论分析方法进行总结,展示了气弹效应在流动控制方面的巨大潜力和深远的学术意义,以便更多的研究人员开展该领域的研究工作.     

Applications and developments of aeroelasticity of flexible structure in flow controls

柔性结构与空气动力耦合形成的系统呈现出丰富的非定常、非线性流动和结构动力学行为,对其气动弹性效应合理地控制和利用,能够大幅度提高飞机机翼、风力机叶片等结构的气动性能,并使其具有气动自适应能力.本文总结了近年来与气弹效应应用相关的研究进展及存在的问题,具体介绍了薄膜翼型的流动控制特性、柔性壁面减阻技术以及Sinha扰流装置的发展过程、主要成果以及未来发展趋势,着重对相关试验、流固耦合数值分析、Lagrangian拟序结构动力学等理论分析方法进行总结,展示了气弹效应在流动控制方面的巨大潜力和深远的学术意义,以便更多的研究人员开展该领域的研究工作.     

Flow control of hub corner stall in a highly loaded axial compressor cascade

Three-dimensional corner stall is one of the key factors limiting the compressor performance. This paper presents a detailed experimental and computational study of a flow control strategy involving the endwall suction, aiming to eliminate the hub corner stall in a highly loaded axial compressor cascade. Various mass flow suction cases were parametrically tested with the aim of eliminating the corner stall by applying a minimum suction flow ratio. In the experiments, seven-hole pressure probe traverses, different loading distributions and surface oil flow visualizations were applied to address the flow and loss mechanisms in the cascade. Measurements were supplemented with numerical predictions from a commercially available CFD code. It was found that the corner stall, characterized by a large amount of reversed fluid, occupied a large region over the blade suction surface in the highly loaded compressor airfoil, rather than occurring at the junction of a blade suction surface and the endwall as in the conventionally loaded compressor airfoil. By applying flow control, the dominant flow structures, e.g. the flow separations and particularly the corner stall, within the compressor cascade were significantly affected. The maximum spanwise penetration depth of the endwall flow on the suction surface was significantly decreased once the endwall suction flow was applied. Furthermore, the corner stall was completely eliminated by suctioning the mass flow at a specific ratio of the inlet boundary layer flow rate. The midspan flow field was not notably affected, and a further increase in suction mass flow did not benefit the flow field approaching the endwall.     

基于进气射流的压气机失速主动控制系统仿真

针对一轴流压气机，构造了利用进气射流对旋转失速进行主动控制的控制系统，发展了以Ｍｏｏｒｅ－Ｇｒｅｉｔｚｅｒ模型为基础的系统数学模型并进行了数值仿真研究。结果表明，该控制系统可有效地抑制压气机中旋转失速的发生。     

机匣安装边结构研究

本文利用多种实验力学方法研究了航空发动机机匣安装边结构的连接特性和力学行为以及机匣在安装，受载过程中的安装边的变形、应力和螺栓内力、应力等的规律；讨论了安装边结构设计参数的选择范围     

难加工材料切削机理研究的新进展

航空发动机重要零件如机匣、压气机风扇叶片等广泛采用钛、镍基合金等先进结构材料.钛、镍基合金材料切削加工性较差,主要表现在材料热硬度和热强度很高,所需切削力很大,工件、刀具容易产生较大变形;材料热扩散率低;刀具切削深度线位置缺口现象严重,以及形成锯齿状切屑等几个方面.深入研究此类难加工材料的切削机理,对于实现薄壁件高效精密数控加工技术至关重要.本文重点介绍了关于高硬度金属材料锯齿状切屑的形成机制;非连续切屑形成过程的有限元数值模拟关键技术,包括自适应网格细化、切屑与工件之间的分离准则,以及用以描述单元网格中裂纹形核与扩展的断裂准则和算法;切削区域高温、高应变率条件下材料屈服流动行为的准确描述,系统考虑应变、应变率和温度三者之间的相互影响作用;切削温度场、工件表层残余应力场的分布规律,以期消除残余扭曲变形对航空工业中普遍使用的薄壁结构件加工精度的显著影响.      

轴流压缩系统过失速行为的非线性分叉分析

采用Greitzer的轴流压缩系统数学模型，按照B参数对压缩系统不稳定行为的影响，分阶段对从失速到喘振的过失速过程进行非线性分析，并得到了临界点B附近的变化规律。基于分叉理论，证明了在产生Hopf分叉后，系统可产生唯一且稳定的极限环，且在有限域内的系统轨迹趋近于这个稳定的极限环。     

采用不同黏性处理方法的宽无叶扩压器不稳定流动研究

径向无叶扩压器的全局稳定性可能受到核心主流失稳,出口回流与壁面边界层分离等因素影响,对于宽无叶扩压器,无黏核心主流与壁面边界层流动对不稳定扰动诱发的作用机理是当前研究的重点.本文首先通过数值计算获得了大宽度比孤立无叶扩压器平均流动,然后基于小扰动理论和周向均质假设,分别对欧拉方程与 Navier-Stokes 方程进行线性化,建立了基于无黏核心流动的稳定性分析方法,以及基于涡黏性与分子黏性的混合稳定性分析方法;通过与实验结果的对比,验证了混合稳定性分析方法预测所得流动失稳频率和全局直接模态的准确性;最后基于伴随方法获得了特征值的结构敏感性,揭示了不同黏性处理条件下宽无叶扩压器内全局不失稳扰动的源发区域.在只考虑核心主流的无黏条件下,宽无叶扩压器内流动不稳定扰动来源于流场中部,为二维的离心失稳;在同时考虑核心主流与边界层的作用时,宽无叶扩压器不稳定扰动不仅来源于扩压器流场中部的核心主流,壁面回流对于不稳定扰动的产生了重要影响.      

Parametric investigation of entire annular recess casing treatment on compressor stable operation

Application of casing treatment in compressor has been found to give substantial improvement in compressor stable operating range. An experimental investigation has been carried out with one variant of casing treatment, an entire annular recess (EAR) over the compressor rotor blades. Various tip clearances and two groups of annular recesses (without and with penetration of rotor blade tips into casing) were used. The results for 20 such configurations are presented in the proposed paper, analyzed with respect to relative tip clearance and recess relative volume influence on compressor stable operating range.