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。     

高负荷叶栅角区分离的叶片端区开槽实验研究

为了契合新一代高负荷压气机的发展需求,基于我们课题组前期提出的叶片端区开槽重构端区流场的新思路,进一步完善了槽道设计方法,并对一高速高负荷叶栅(扩散因子0.55)的角区流动控制进行了实验研究。首先基于控制理念及数值模拟的优化结果,得到了端区20%叶高开设两个槽道的控制方案;进一步采用实验测量了在马赫数0.59来流条件下多个不同攻角时叶片端区开槽的控制效果。结果表明,叶片端区开槽可有效重构叶片端区流场,抑制高负荷工况下开式分离的产生,改善多工况下叶片的气动性能,提高叶片的负荷承载极限;槽道出口产生的射流具有工况自适应性,可有效拓宽叶片有效工作攻角范围。     

压气机叶栅通道中二次流动对三维角区分离流动的影响

本文数值模拟研究了不同攻角下压气机PVD叶栅中的复杂流动情况,分析了叶栅通道中的二次流对三维角区分离流动的影响。结果表明:马蹄涡在压气机叶栅通道中的发展不明显并且在叶栅通道中很快耗散,因此对三维角区分离影响不大;而通道涡是压气机叶栅通道中主要的二次涡,增强了三维角区分离流动现象,增加了气流总压损失。     

叶身/端壁融合扩压叶栅气动性能实验与数值研究

已有的数值研究表明叶身/端壁融合设计能有效推迟、减弱或消除压气机角区分离,但实验数据缺乏。为了弥补这一不足,本文针对一42°折转角的NACA65扩压叶栅进行了吸力面叶身/端壁融合设计,并首次在低速平面叶栅风洞中进行了对比实验,证实了叶身/端壁融合扩压叶栅性能提升能力。基于实验结果,进一步校验了RNG-KE、SST等不同湍流模型的模拟精度,并基于SST模型结果揭示了叶身/端壁融合设计的作用机理。实验结果表明:叶身/端壁融合扩压叶栅能在设计攻角及正攻角下改进叶栅性能,提高总压损失系数7%~8%。数值结果表明:融合的加入重新组织了端区流场,避免了流体在叶栅后部吸力面角区内的过度堆积而发生的强三维分离,有效缓解了原型叶栅高损失流动。     

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。     

扩压器叶片前缘开槽结构对高负荷离心压气机性能影响研究

离心压气机在小流量工况下,扩压器叶片进口气流为正攻角,其吸力面产生流动分离,恶化压气机性能从而诱发失速。为改善近失速点扩压器内部的流场,拓宽离心压气机的稳定工作范围,本文对扩压器叶片前缘进行开槽处理,采用经过校核的RANS方法探究不同开槽结构对高负荷离心压气机的性能影响及内部流动机理。研究发现:近失速点原型扩压器的压力面和吸力面两侧同时存在大范围的流动分离,本文研究的直槽和斜劈型2种开槽结构均能有效地抑制扩压器通道内的流动分离并提高压气机的失速裕度。但随着开槽深度和长度的增加,斜劈型开槽结构会恶化扩压器通道内的流场,致使压气机性能急剧降低。     

环形压气机叶棚内部分离流结构分析 第二部分:流道内分离流

1前言认识压气机叶栅内部分离流动的结构和特性,对于揭示压气机内复杂的流动机制、改善叶栅气动性能、减少流动损失和提高压气机喘振裕度具有重要意义山。本文采用激光片光层加示踪粒子流场显示技术,观察和摄取了环形压气机叶栅在约十14”大攻角下的内部流动图像;采用七孔气     

傅里叶函数前缘仿生压气机叶栅性能研究

本文针对仿鲸鳍前缘造型在压气机叶栅中的应用,提出了一种基于傅里叶级数形式的复合函数前缘造型方法。采用数值模拟方法,重点分析了零攻角下仿鲸鳍叶栅流场结构的变化,给出了不同仿鲸鳍前缘在叶栅端区以及叶中部损失抑制的原因和前缘型线特征,优化出一种具有展向非均匀鳍型前缘的仿生叶栅,对非均匀鳍叶栅的性能进行了验证。研究结果表明,仿鲸鳍叶栅在前缘凹陷处形成流向涡对,在凸起处收缩流动形成高能气团,上述流场结构交替出现,抑制了角区及叶中部的分离流动,降低了叶栅的总压损失。基于高阶傅里叶函数的非均匀鳍型能更好地适应叶栅的变攻角特性,非均匀鳍叶栅总压损失系数相比原始叶栅降低了11.45%。     

进口附面层形式对压气机叶栅端区流动特性的影响研究

为探究进口附面层形式对轴流压气机叶栅端区流动特性的影响,本文以某高亚声速压气机叶栅为研究对象,基于数值方法对比分析常规和倾斜两种进口附面层形式对叶栅角区分离和叶尖泄漏流流动特性以及总体性能的影响。结果表明：进口倾斜附面层使端区来流的攻角和进口速度增加。在无叶尖间隙时,倾斜附面层能够缩小角区分离的轴向和周向范围,提高扩压能力,相比常规附面层工况,总压损失降低6.3%;1%叶高间隙下,倾斜附面层能够降低叶尖泄漏流相关损失并减少尾迹与主流的掺混损失,总压损失较常规附面层降低15.3%。     

压气机叶栅端壁射流/抽吸流动控制的实验研究

本文以压气机叶栅为研究对象,在Re=2.4×10~5的情况下,开展了端壁射流/抽吸对于压气机叶栅的损失分布与旋涡结构的研究。结果表明,端壁射流与抽吸都能够显著减弱角区分离。位置与角度是射流的关键因素,当射流位置选取在分离线的渐近线时,角区分离能够得到最优的抑制,能够减少总压损失达22.7%。抽吸流动控制中,位置选取是较为关键的因素,但其对位置的敏感性要弱于射流。     

吸气槽道形状对扩压叶栅性能的影响

数值模拟了低速条件下吸气槽道宽度、角度变化对采用附面层吸除技术的大转角扩压叶栅气动性能影响。结果表明,附面层抽吸具有显著降低叶栅损失,改善流动,增加负荷及扩压能力等优点;吸气量相同时,槽道宽度增加可进一步改善角区流动并减小叶栅两端部损失,吸气角度变化则对吸气槽道出口压力有较大影响,为非均匀槽道宽度设计及工况变化时有效控制吸气量提供了设计自由度。     

变稠度条件下仿生学前缘结状突起对压气机叶栅性能的影响

本文以某压气机平面叶栅为研究对象,采用数值计算的方法,在不同稠度条件下,分别研究仿生学前缘结状突起在零攻角和正攻角时对叶栅性能的影响。结果表明,零攻角工况时,各稠度条件下的仿生学叶栅总压损失系数都有一定的增大,性能恶化;8°正攻角工况时,波长等于9.6%c的前缘结状突起在各稠度条件下都能有效降低总压损失系数,改善叶栅性能,在设计稠度下(S=2)效果最显著,损失系数降低了约18.8%;仿生学前缘的作用机理:结状突起诱导产生的成对流向涡与通道中的分离流动相互作用,包括涡系结构之间的抵消作用和动量的输运,从而延缓分离,提高叶栅性能。     

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。     

轴流压气机等离子体流动控制

作者在国际上较早开展了轴流压气机等离子体流动控制研究工作,经过近十年的研究积累,对轴流压气机等离子体流动控制建立了较为深刻的认识。本文首先简要展示了轴流压气机等离子体流动控制的部分研究进展:以压气机叶栅为研究对象,分析了等离子体激励对叶顶泄漏流抑制的规律和机制;通过数值仿真和实验,研究了等离子体激励对高负荷轴流压气机失速的流动控制规律和机制;以高速压气机叶栅为研究对象,探索了吸力面和端壁等离子体激励对高速压气机三维角区分离的流动控制规律;然后介绍了等离子体激励式压气机的概念;最后给出了对未来研究工作的展望。     

来流马赫数波动对扩压叶栅气动性能的影响

准确地掌握来流马赫数的波动(即不确定性)对扩压叶栅的气动性能的影响对于指导压气机设计具有重要意义。采用非嵌入式混沌多项式方法,从统计学的角度评估了随机来流马赫数对扩压叶栅气动性能的影响,并着重对比分析了不同攻角和不同随机来流马赫数工况下来流马赫数的不确定性对扩压叶栅气动性能的整体影响和随之带来的气动性能的波动影响。研究结果表明,来流马赫数的不确定性的确对叶栅气动性能产生影响:来流攻角偏离设计攻角越多,叶栅的气动性能对来流马赫数的不确定性越敏感,且在叶栅通道中反应较敏感区域的范围及位置均随着攻角的变化而变化;随机来流马赫数越高,叶栅的气动性能对来流马赫数的不确定性越敏感。     

端壁凹槽控制扩压叶栅角区分离的数值研究

为揭示端壁凹槽控制高速扩压叶栅角区分离、降低叶栅气动损失的物理机制,采用数值方法研究了高速扩压叶栅NACA65-K48附加具有不同轴向位置和横向长度的端壁凹槽时叶栅的流场结构和气动特性.结果 表明:叶栅出口总压损失系数最大降低8.08％,静压升约提高0.67％.近端壁气流在凹槽内部诱导出复杂旋涡结构,该旋涡结构反过来为...     

压气机叶片前缘分离流动

用实验方法研究了压气机叶片前缘分离流动结构。实验是在低速叶栅风洞中完成的。考察了分别具有圆形和椭圆形前缘的NACA65叶型和CDA叶型前缘附近的流动情况。给出了细致的叶片前缘和分离区内的压力分布情况以及叶片前缘附近流动结构。     

大攻角下环形压气机叶栅内三维分离流动特性的研究

本文结合七孔气动探针、表面油流及激光片光层流场可视化等实验结果,研究了低马赫数、低雷诺数条件下环形压气机静叶栅内的三维流场,着重研究了大攻角下分离流场的特性,从而对正攻角条件下的流场特点,特别是分离流动的发生、发展及特点有了直观和具体的认识,初步得出了三维分离流态,为创拟压气机内三维复杂流场物理模型提供了有价值的依据。     

高负荷弯曲扩压叶栅中旋涡流动的研究

在不同冲角下,采用五孔探针对三种大弯角压气机叶栅流场进行了详细测量,并利用数值模拟研究了流动分离和旋涡结构对弯叶栅气动性能影响.结果表明,叶栅流道内旋涡由多涡结构向单一涡结构转变的趋势明显,叶片正弯曲加强了近吸力面涡系径向掺混作用;高负荷压气机叶栅中采用正弯叶片,必须抑制中部流动恶化.     

端壁射流对高速扩压叶栅性能的影响

采用角区端壁射流控制某进口马赫数为Ma=0.67的高速平面扩压叶栅流动分离。研究了射流轴向位置和角度对叶栅气动性能的影响,结果表明:通过对角区内注入能量可有效减弱流道后部的流动分离,仅采用相当于主流流量0.6%的射流气体,可使得叶栅出口总压损失系数降低10.0%。位于角区内分离起始位置处的射流控制效果最佳;随着角度的增加,射流与来流间的冲击和掺混损失增大,近叶展中部的分离流动加剧,使得流动控制效果减弱。