高速高负荷压气机叶栅损失特性实验研究

实验测量了某高速高负荷压气机叶栅两个马赫数(0.5884和0.5)下-8°、-6°、-4°、-1.69°、0°、2°、4°和8°共8个攻角的栅后流场,分析了其损失特性随着攻角的变化规律。结果表明:设计马赫数0.5884下,该叶栅低总压损失系数对应的攻角范围较小,随着攻角往两端偏离最优攻角,叶栅损失很快就急剧增加;从2°到4°攻角,流场结构发生了改变,近叶中区域也开始发生了较大的分离,而近端区的角区分离反而减小,使得总压损失未迅速增加,而是基本不变;随着攻角进一步增大到8°,发展成了全叶高的大尺度分离流动,尾迹速度亏损急剧增大,总压损失也急剧增大。     

DES模型在压气机叶栅中的应用研究

本文采用DES模型分析压气机叶栅内部流动及尾迹掺混,探讨了DES模型系数对数值模拟精度的影响.结果显示,模型系数取为0.65时,计算总压损失和实验相比偏小;模型系数取为0.065时,计算粘性太小,端壁出现提早分离,而当模型系数取为0.2时,得到了较好的模拟结果.     

压气机叶栅附面层的计算

本文用积分法对三种压气机叶栅进行了计算,具体结果如下: 文献[1]中的压气机叶栅 图1表示了用[1]给出的压力分布计算的上表面附面层厚度,还表示了[1]中用Truckenbrodt方法计算的结果。可以看出,用Green方法计算的附面层厚度δ和动量厚度θ与试验值比较符合。两种方法得到的位移厚度相差不多,     

平面叶栅栅前激波的改进模型

一、前言 跨超声速压气机的研制与发展,促进了对超声速来流叶栅的研究。当来流的轴向速度分量为亚声速时,存在着唯一进气角关系式β_∞=f(M_∞)。在准确计算这一数值关系时,就会碰到一个如何确定栅前激波形状和位置的问题。对于单翼或孤立钝体已有了若干近似方法,用来确定脱体激波的形状和位置。但对于叶栅,由于激波前的流场是不均匀的,与单翼的情况不同,至今还没有一个叶栅的激波模型。因此,世界各国的研究者     

超音平面叶栅激波损失模型的研究

对超音叶栅极限特征线以前流场特征的分析表明,外伸波系导致的总压损失主要受无量纲前缘半径(R_(le))和来流马赫数(Ma_(∞))影响。通过对理论解的简化,本文建立了计算外伸波系引起的总压损失的经验关系式。相比以前的损失模型,该关系式在0.0074R_(le)0.0148,1.1Maa_(∞)2.1时具有更高的精度。针对超音叶栅由未启动状态向启动状态转变的过渡状态,在分析前缘内伸波的激波形态时,本文认为采用内伸波波阵面和流道内流线始终垂直的处理方式更加符合内伸波波后亚音的流动特征,并依此建立了过渡状态下内伸波损失计算模型。通过和已有模型估算结果以及实验结果的对比可知,在过渡状态下,采用本文提出的内伸波损失模型,能够准确计算超音叶栅的前缘内伸激波损失。     

掠叶片对压气机叶栅流场性能的影响

研究叶片掠对某型涡扇发动机风扇导叶流场性能的影响。结果表明,掠叶片改变了压力场分布。后掠将增加端壁损失,加强角隅失速;前掠是降低端壁损失,减缓角隅失速的有效手段。掠角越大降低端壁损失的效果越好,但中部损失增加,存在对应最小叶栅损失的最佳掠角。此外还应选择小的掠高。     

附面层吸除对压气机叶栅稠度特性影响

数值模拟了不同稠度下吸气量及位置对某大转角吸气式压气机叶栅气动性能影响。结果表明,附面层吸除(BLS)使得吸力面角区低能流体积聚减弱,气流折转能力加强;随稠度增加,叶栅总压损失最高降低分别为32.9％、27.7％和25.1％,出口气流角最大增加值为5.0°、4.2°和3.1°,即小稠度叶栅具有较佳气动性能;BLS导致的栅内扩压能力恢复和通道涡三维分离效应的改善应是确定最佳设计参数的判定原则。吸气式叶栅附面层承受逆压梯度能力强的特点为高负荷、小稠度压气机设计提供了极具潜力的技术途径。     

尾板对弯曲叶片压气机叶栅出口流场的影响

进行了带尾板的常规直叶片、正弯曲叶片、反弯曲叶片组成的三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,分析了零冲角下尾板对叶栅出口能量损失分布情况和二次流速度矢量的影响。结果表明尾板对压气机叶栅,尤其是弯曲叶片压气机叶栅出口流场有很大的影响,反弯曲叶栅的总损失最大。     

间隙大小对高负荷压气机叶栅流动特性的影响

在低速平面叶栅风洞中,对不同间隙大小条件下的高负荷压气机叶栅流动特性进行了实验研究。实验采用五孔气动探针测量了叶栅出口截面参数,得到了该截面的二次流速度矢量分布,并对叶栅下端壁和叶片表面进行了墨迹流动显示.结果表明,叶顶间隙的增加加剧了间隙泄漏流动与通道涡的相互作用和掺混,导致叶栅流道内的二次流结构和形态发生改变;增加叶顶间隙可完全抑制吸力面角区分离,但被间隙泄漏流动带走的低能流体被带到尾缘及其下游位置,加剧了相应位置的流动分离;间隙泄漏流动将引起叶栅总损失的显著下降,损失的大小并不一定与间隙大小成正比.     

跨声速轴流压气机动叶弯和掠效应的应用

对一单级跨声速轴流压气机的动叶分别进行了前掠和正弯研究,然后针对前掠和正弯叶片各自所存在的问题分别作了改进.对掠动叶中部的叶型做了二维改型以降低中部的激波强度和分离损失;对弯动叶不同截面叶型的安装角进行调整以消除正弯对动叶出口气流角的影响.最终应用前掠和正弯动叶的压气机的效率得到明显的提高.在对正弯和前掠动叶研究的基础之上,对动叶进行了前掠和正弯相联合的设计以综合利用弯和掠的有利作用.同时对弯掠动叶中部截面的叶型进行了二维改型以降低中部分离损失,并且对不同叶高截面的安装角进行调整以消除对出口气流角的影响.最终应用弯掠动叶的压气机效率和失速裕度都得到显著提高.     

叶根开槽对高速常规负荷压气机叶栅性能影响

采用基于螺旋度修正的SA模型数值研究了叶根开槽控制NACA65-K48高速常规负荷叶栅三维角区分离流动的效果。对比了原型叶栅及叶根开设有单槽道、双槽道叶栅的性能。研究表明,叶根开槽在较大的攻角范围内均有效降低了损失,改善了叶栅性能。槽道出口射流具有"自适应"性,其速度略大于当地主流速度,对低能流体具有很好的向下游携带作用。当槽道出口位于吸力面分离区之前时,槽道出口射流可有效推后分离区,减小分离区所占据的展向高度,增大了叶中无分离区的大小,改善了叶中流通能力。单槽道方案槽道出口射流的作用范围有限,引入第二个槽道可起到"接力"的效果。     

轴流压气机后掠叶栅性能的研究

1、压气机后掠叶栅性能的计算 临界马赫数 M_(kP):根据飞机后掠机翼理论,对于后掠叶栅的临界马赫数,可以由下式 求得: 即:式中V_直和V_后分别表示相同叶型的直列叶栅(后掠角λ=O)和后掠叶栅(后掠角为λ)中的气流速度。这样,后掠叶栅与直列叶栅比较,所提高的临界马赫数,应为。     

低速压气机叶栅附面层分离的实验研究

本文利用表面热膜对某高负荷压气机叶片吸力面附面层的分离过程进行了实验研究,捕捉到了边界层分离点的位置及其随攻角的变化情况,给出了利用表面热膜测量的准壁面剪切应力米预判分离先兆和分离点位置的判据.同时,分析了 Re数对附面层分离特性的影响.结果表明:准壁面剪切应力及其均方根极小值对应的位置点是进入分离泡内的第一个测量点;在所有测量的工况条件下,表面热膜都捕捉到了吸力面附面层的长分离泡,并能准确捕捉到攻角所引起的分离点位置变化;低Re数下,Re数对附面层分离影响较小.     

压气机叶栅有效流动范围的数据关联

一、问题的提出 文献[1]综合了圆弧中弧线C_4系列叶栅试验结果,提出按二倍最小损失原则所确定的进气角随马赫数变化的数据关联方法。用叶栅的α_1～M_(NC)曲线来合理选择设计攻角,以保证设计工况的高效率,同时满足非设计工况有足够的失速和阻塞裕度。这些设计要求可以通过调整叶列截面几何,改变α_1～M(NC)曲线来满足。     

压气机叶栅壁面拓扑和二次流结构分析

本文从涡动力学原理出发，根据实验测量和流场显示结果，对压气机平面叶机的壁面拓扑和叶栅二次流结构进行了研究．由叶栅壁面拓扑分析和二次流结构可知，叶栅的通道涡较强，出口集中脱落涡和角区分离泡的存在，造成了叶栅两端区较高的二次流损失，并且随叶栅来流冲角的提高，旋涡出现破裂，二次流损失进一步提高．     

前缘加微小平板对压气机叶栅气动性能的影响

随着叶轮机械技术的发展,抑制叶栅内流动分离的研究已成为叶轮机械气体动力学的一个重要方向。本文在叶栅翼型NACA 64-A905前缘附近加装微小平板来抑制叶栅流动分离,在不同进口马赫数条件下研究了微小平板长度及安装位置对压气机叶栅气动性能的影响。结果表明:叶栅气动性能对微小平板长度和位置变化十分敏感,在叶栅翼型前缘点吸力面正上方合适位置处加装长度为3%～6%弦长的小平板后,可以有效抑制流动分离,失速工况下叶栅气动性能得到显著提高,总压损失系数最大可降低43.5%;当Ma大于0.6时,流动控制效果减弱,叶栅总压损失系数增大。     

压气机环形叶栅中应用吸力面翼刀的数值研究

对CDA环形叶栅和6种不同叶展高度安装吸力面翼刀的叶栅三维黏性流场进行了数值模拟,结果表明:各翼刀方案的叶展中部流动状况均较原型叶栅有一定改善,叶栅能量损失系数随翼刀安装位置沿叶展高度的增加先降低后增加。在计算范围内,翼刀安装在叶展高度为20%叶高的方案可使分离线高度显著降低。翼刀涡的形成、发展和变化受翼刀-端壁间气流流动情况和翼刀安装高度的影响,翼刀涡与通道涡的相互作用因翼刀安装高度而异。     

叶栅倒角对压气机角区流动影响的数值模拟和实验研究

本文结合实验和数值方法,采用双侧带倒角,单侧带倒角以及一侧带间隙一侧带倒角3种不同倒角布局形式,探究了倒角对压气机角区流动和损失的影响。结果表明:加倒角后,叶栅端部局部周向压力梯度增加,有利于气流克服流动产生的离心力,避免了气流在吸力面较早发生分离,从而一定程度上可以抑制压气机角区分离。单侧倒角以及一侧间隙一侧倒角情况,倒角侧角区分离减小而另一侧的角区分离或泄漏损失会增大。发生角区分离时,端部倒角存在还会导致叶栅尾迹损失有所增加,但由于角区流动改善促使端部损失减小更为显著,叶栅整体损失会下降。