跨声速轴流压气机失速机理探究及失速过程的模态分解

为研究跨声速轴流压气机的失速机理,结合节流阀模型对跨声速轴流压气机NASA Rotor 35转子进行多流道数值模拟。为进一步探究跨声速轴流压气机在整个失速过程中流场的变化特征,应用本征正交分解(POD)方法对失速过程中叶顶区域的流场进行分析。结果表明:失速起始于叶片顶部区域,逐渐发展为失速团,并以低于转子转速作同轴同方向旋转;通过对比不同时刻的流场特征,"前缘溢流"在整个失速发展过程中始终存在,可作为流场开始出现恶化的判断依据;识别出失速过程中流场中存在的大尺度流动扰动结构。     

转速对跨声速轴流压气机的性能影响分析

为了研究跨声速压气机内部流动失稳对压气机性能的影响,对跨声速轴流压气机NASA转子37进行三维定常数值模拟,研究不同设计转速下跨声速轴流压气机稳定运行及内部流动失稳现象。研究发现：转速不变时近堵塞点的等熵效率高于近失速点;随着转速降低,压气机稳定运行范围变宽、效率增大及流动损失变小;压气机叶栅通道出现堵塞情况的叶高截面范围随着转速的降低而逐渐增大,这导致压气机叶片在近失速点处的流动失稳情况变严重。     

基于F级燃机压气机的跨音级特性数值分析

以F级重型燃气轮机压气机的跨音级为研究对象,采用三维数值模拟方法计算了不同转速下压气机的性能曲线,并在设计转速下,对其内部流场进行了分析研究.研究结果表明:所使用的计算方法能够很好地计算出跨音级压气机全工况特性,并通过典型工况点的计算,研究了跨音级叶栅内部流动的特点,为跨音级的改进设计工作提供依据.     

跨声速压气机转子多目标气动优化设计研究

采用数值优化方法对跨声速压气机转子NASA rotor37进行了多目标的数值三维气动优化设计,并对设计前后的几何形状、总体性能及流场的变化进行了详细的分析对比.结果表明,利用多目标遗传算法或者多目标模拟退火算法进行多目标的气动优化设计所得出的分布是基本一致的.各性能参数及流场结构的变化还是主要来源于前缘激波结构的变化.     

跨声速轴流压气机失速特性研究

为研究跨声速轴流压气机失速特性,采用节流阀门模型使跨声速轴流压气机Rotor35进入数值失速,得到了失速过程中的内部流场,捕捉到了失速团从产生到发展壮大的过程,发现失速起始于叶片顶部,逐渐向轴向、径向和周向发展,失速团绕着旋转轴以低于转子转速同方向旋转。通过对比不同时刻的流场特征,压气机进入失速时在转子的叶顶区域流场同时发生了"前缘溢流"和"尾缘回流"的现象。叶顶间隙泄漏流与叶片吸力面分离流形成的流道分离涡的不断发展扩大,最终使压气机完全失速。     

上端壁流向槽抽吸对带导叶跨声速扇形扩压叶栅性能影响的数值研究

研究对象为跨声速压气机,探究附面层抽吸对跨声速压气机气动性能和流场结构的影响,利用数值模拟计算的方法对压气机进行了上端壁流向槽附面层抽吸的相关研究。对比原型静叶叶栅和各个抽吸方案可以发现:上端壁附面层抽吸对上角区分离的抑制具有显著效果,能够降低损失并提高扩压能力。当抽吸槽位置设置在靠近角区分离起始点附近时,其抽吸效果最佳,叶栅整体的总压损失降低15.82%。     

跨声速轴流压气机非设计点特性计算

基于公开发表的研究成果,发展了一种适用于跨声速轴流压气机的损失和落后角模型,采用流线曲率法对某单级跨声速轴流压气机进行了数值模拟,得到了展向参数分布和全工况下的性能曲线。通过与实验值的比较,验证了该方法和模型在跨声速轴流压气机非设计点性能预测中的有效性。     

轮毂泄漏流对跨声速压气机转子性能影响的数值研究

为揭示转子前缘轮毂间隙泄漏流对高负荷压气机气动性能影响的物理机制，采用轮毂间隙边界条件模化处理方法，开展了轮毂泄漏流对跨声速压气机转子性能影响的三维定常数值模拟，分析了不同轮毂泄漏流量下压气机轮毂壁面流场结构与流态变化特征。研究结果表明：轮毂泄漏流会恶化压气机流通能力，影响程度随着泄漏量增加而逐渐增大。在近峰值效率工况下，当泄漏流量达到0.50%时，压气机流量约减小0.74%。当轮毂泄漏流达到一定强度后，反而呈现出部分正面效果，使得压气机压比或效率得到一定程度改善。轮毂泄漏流通过影响轮毂壁面流场结构空间分布来对压气机气动性能施加影响，尤其是鞍点的位置决定着轮毂间隙下游回流区和顺流区的影响范围以及轮毂壁面横向潜流强度。     

某压气机内部三维流场数值模拟研究

以某重型燃气轮机的整个压气机为研究对象,通过计算软件对该压气机内部三维流场进行设计工况下的数值模拟研究,获得的压气机特性计算结果与试验值吻合良好;并详细分析了该压气机内部流场结构,找出了该燃气轮机最大噪声位置及其形成原因,同时获得了两种压气机内部流场的控制方法,对于压气机设计具有指导意义.     

高速轴流压气机二维特性计算

采用二维流线曲率法数值模型,建立了适应于高速轴流压气机的落后角和损失模型,对某跨声速轴流压气机转子的非设计工况点进行计算,并与实验结果进行了对比。结果表明,该方法具有较好的计算精度,可为轴流压气机设计和优化提供参考。     

某型压气机高压进气机匣的改进设计

为了降低某型压气机进气机匣的总压损失，借鉴了作者在流道设计方面的经验，及进气道设计典型结构和设计原则，给出了3种改进的进气机匣结构设计方案，应用Fluent软件，对原方案和3种改进方案进行三维流场CFD计算，对比分析几个方案计算结果，得到了一个比较理想的改进方案，使最终优化改进方案进气机匣的总压损失降低到原方案总压损失的1／4，并提出了进气道设计改进的一些基本方法和有效措施。     

基于扩压因子流型的压气机快速性能预测算法

为快速、准确地获得压气机性能参数、完成压气机性能预测，实现压气机优化设计，基于流线曲率法，将扩压因子作为控制方程、损失模型、熵增修正模型及落后角模型中的关键参数，建立轴流压气机性能快速预测算法。利用该算法对某跨音速轴流压气机性能参数进行计算，并将计算结果与主流商业软件计算结果及试验数据进行对比。通过对比发现：该算法计算效率高，能够快速且较为准确地完成压气机整体性能和沿叶高方向流场参数的预测；计算范围广，在不同转速、不同流量等非设计工况下算法预测结果均与试验及数值模拟数据接近；所选取与完善的经验公式合理可靠，能够较好地描述压气机内部流动。     

A NEW HIGH-RESOLUTION SCHEME BASED ON THE NORMALIZED VARIABLE FORMULATION

Abstract

A high-resolution (HR) discretization scheme is proposed for the calculation of incompressible steady-state convective flow with finite-volume methods. The basic algorithm combines a second- and third-order interpolation profile applied in the context of the normalized variable formulation (NVF). The new scheme is tested by solving three problems: (1) a two-dimensional pure convection of a scalar involving a step profile in an oblique velocity field; (2) a two-dimensional pure convection of a scalar involving an elliptic profile in an oblique velocity field; (3) the Smith-Hutton [1] problem involving pure convection of a step profile in a rotational velocity field. The computational results obtained are compared with the results of six HR schemes: Leonard's EVLER scheme, Gaskell and Lau's SMART scheme, Van Leer's CLAM and MUSCL schemes, Chakravarthy and Osher's OSHLR scheme, Roe's M1NMOD scheme, and the exact solution. The results for the new scheme, STOIC demonstrate its capability in capturing steep gradients while maintaining the boundedness of solutions. Furthermore, the comparison with other HR schemes shows that the STOIC scheme yields the most accurate results without undue physical oscillations or numerical smearing     

Influence of Hub Contouring on the Performance of a Transonic Axial Compressor Stage with Low Hub-Tip Ratio

The rotor blade height with low hub-tip ratio is relatively longer,and the aerodynamic parameters change drastically from hub to tip.Especially the organization of flow field at hub becomes more difficult.This paper takes a transonic 1.5-stage axial compressor with low hub-tip ratio as the research object.The influence of four types of rotor hub contouring on the performance of transonic rotor and stage is explored through numerical simulation.The three-dimensional numerical simulation results show that different hub contourings have obvious influence on the flow field of transonic compressor rotor and stage,thus affecting the compressor performance.The detailed comparison is conducted at the rotor peak efficiency point for each hub contouring.Compared with the linear hub contouring,the concave hub contouring can improve the flow capacity,improve the rotor working capacity,and increase the flow rate.The flow field near blade root and efficiency of transonic rotor is improved.The convex hub contouring will reduce the mass flow rate,pressure ratio and efficiency of the transonic rotor.Full consideration should be given to the influence of stator flow field by hub contouring.     

遗传算法在离心压气机叶轮结构优化中的应用

利用遗传算法对离心压气机叶轮的结构进行优化设计。通过叶轮三无了流动的准正交面法计算得到离心压气机叶轮的增压经，以离心压气机叶轮增压比作为遗传算法优化设计的目标函数进行计算，获得最佳的离心压气机叶轮的结构设计参数，分析计算结果和流动曲线，验证遗传算法在离心压气机叶轮结构优化中的可行性。     

Numerical investigation of tip clearance effects in an axial transonic compressor

Numerical investigations of the Darmstadt transonic single stage compressor (DTC), in the Rotor1-Stator1 configuration, aimed at advancing the understanding of the effect of different rotor tip gaps and transition modelling on the blade surfaces are presented. Steady three dimensional Reynolds Averaged Navier Stokes (RANS) simulations were performed to obtain the flow fields for the different configurations at different operating conditions using the RANS-Solver TRACE. The stage geometry and the multi-block structured grid were generated by G3DMESH and a grid sensitivity analysis was conducted. For the clearance gap region, a fully gridded special H-grid was chosen. Comparisons were made between the flow characteristic at design speed, representative for a transonic flow regime, and at 65% speed, representative for a subsonic flow regime. The computations were used to analyse the flow phenomena through the tip clearance region for the different configurations and their impact on the performance of the compressor stage.     

叶型探针对跨声压气机性能影响的数值模拟

为揭示叶型探针对跨声压气机气动性能影响的物理机理,采用三维数值模拟方法,通过构建带多点实体探头的1.5级压气机计算模型,详细研究了设计转速下压气机在安装探头前后性能特性与内部流场的变化规律。结果表明:级间局部静叶安装探头后,压气机下堵点流量减小0.1%,最高效率降低0.4%,失速点流量增大0.15%;由压气机工作点改变所引起的静叶攻角变化是影响叶片表面两侧探头绕流尺度的重要因素,并且探头绕流影响程度与静叶气动负荷存在较高的关联度;探头大尺度绕流加剧下游转子叶背根部附面层径向迁移与分离是导致该型压气机气动失稳提前的主要原因。     

基于SPOD方法的压气机转子叶顶区域非定常流动分析

为了研究叶顶区域非定常流动特性，对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor37在多工况下进行了三维非定常数值模拟，采用谱本征正交分解（Spectral Proper Orthogonal Decomposition，SPOD）方法从叶顶区域流场中提取出时空耦合的单频相干结构进行分析。研究结果表明：相比于常规分析方法，SPOD方法能够高效地从非定常流场中识别出流动特征，有助于揭示叶顶区域流动规律；在“小流量”工况下叶顶区域流动呈现出强的非定常性，且随着质量流率的减小叶顶区域非定常流动增强、波动范围增加、波动频率呈现出“阶跃式”下降；造成叶顶区域流场非定常周期性波动的主要原因是叶顶间隙泄漏涡破碎区的扰动以及叶顶间隙泄漏涡破碎后与主流相互作用所形成的叶尖二次涡的波动。     

跨音速叶栅流场的数值模拟

论述了时间相关有限差分法在跨音速叶栅流动计算中的应用,并以具有代表性的跨音速压气机叶栅流场的计算和图样的制取为例,附以程序编制及其流程图,详细地讲解了计算程序的具体操作。由比较可以看出此方法较以前的时间推进法要快得多。可以预期,随着该方法的不断完善,得到更为精确的结果是完全有可能的。