超高负荷吸附式压气机叶栅气动性能分析

采用数值模拟研究了低速条件下附面层吸除对某超高负荷压气机叶栅气动性能的影响,分析了叶栅出口总压损失、扩压因子和气流角的沿叶高的分布,并给出了吸力面极限流线及型面静压.结果表明,附面层吸除可有效改善叶栅气动性能,低能流体被吸除使得吸力面及角区的分离减小,增大了通流能力,叶栅负荷及扩压能力得到提升,且吸气量越大改善越显著,在60%轴向弦长位置吸气效果最佳;吸气位置对吸气效果的影响要大于吸气量,适当增加吸气量可增强吸气效果,最佳吸气位置及吸气量的选定与扩压过程及栅内分离程度相关.     

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%。     

变几何涡轮可调叶栅过渡态特性研究

变几何涡轮使发动机在变工况下的性能得到提升,为了更透彻地了解变几何涡轮导叶转动过程中参数的变化情况,通过数值模拟及试验方法探究可调叶栅过渡态特性。将变几何涡轮导叶进行调节,导叶调大范围为0°~6°,导叶调小范围为0°~-5°,观察过渡态参数变化规律。试验研究表明：导叶在调大及调小过程中,导叶出口质量流量、绝对气流角和绝对马赫数随转角接近线性变化,导叶出口总压损失系数和熵增接近抛物线变化;导叶从0°向-5°转动过程绝对出口马赫数减小了2.2%,总压损失系数增加了37.3%;导叶从0°向6°转动过程中,导叶出口马赫数增加了1.5%,导叶出口总压损失系数减小了15.8%;在导叶转角和二次流改变的影响下,吸力侧和压力侧来流在导叶尾缘后掺混改变,沿叶高分布的出口绝对气流角不同程度地偏离几何出口角;导叶转角调大,上部通道涡沿叶高上移,泄漏涡和通道涡相互削弱,总压损失系数减小。     

叶片弯曲对扩压叶栅出口流场的影响

通过由常规直叶片、正弯曲叶片、反弯曲叶片组成的三种矩型扩压叶栅在低速风洞上的实验研究,测得了叶栅出口流场、研究了零冲角下常直叶栅、正弯曲叶栅、反弯曲叶栅对出口总压损失分布情况和二次流速度矢量的影响,讲座了叶片弯曲对扩压叶栅出口流场的改善作用。     

吸力面附面层抽吸对大转角扩压叶栅气动性能影响

为研究附面层抽吸对大转角扩压叶栅气动性能的影响,借助实验校核CFD方法,探究了沿叶片弦向吸力面不同抽吸位置及抽吸流量对损失的抑制效应。结果表明附面层抽吸技术可以很好的控制叶型损失,改善角区流动形态,吸力面最佳抽吸位置位于分离线起始位置处,且在小抽吸流量范围内,随抽吸流量的增大损失逐步降低,但降低幅度逐渐减少。     

变几何平面叶栅数值模拟

使用CFD软件NUMECA对变几何平面叶栅三维流场进行了数值模拟。分析在不同叶片安装角下,叶片表面静压系数、出口总压损失系数和出口气流角的变化规律。结果表明：在叶栅转角范围内,随着安装角的增大,沿叶型表面气流的扩压段显著增加,叶栅出口气流角也会随之增大,而叶栅总损失不断减小,其中,叶型损失先减小后增大,叶顶间隙泄漏损失和端部二次流损失都是减小的。     

大转折角涡轮静叶栅二次流的数值模拟

对大转折角涡轮静叶栅三维流动进行了数值模拟,并详细分析了叶栅沿流向各截面二次流及叶栅的气动特性.结果表明:由压力面向吸力面运动的二次流强度沿流向逐渐增大,引起吸力面附近的端壁附面层不断壮大且在后部卷起,并导致沿叶高总压损失系数和沿叶高出口气流角的剧烈变化.通过对不同高度的叶栅进行比较发现,叶高的减小会扩大二次流所占叶高区域,从而导致叶栅的二次流损失急剧增加.     

两套后部加载叶栅的对比实验研究

为了研究叶片前缘直径和叶片载荷分布对后部加载叶栅气动性能的影响,对两套具有不同前缘直径和载荷分布的后部加载叶栅进行了对比吹风试验。详细测量了在0°、+20°、-20°冲角下的流场参数和表面静压。实验结果表明,通过选择适当的前后缘直径及合理匹配出口逆压段长度与逆压梯度值,可以有效地减少叶栅的二次流损失,提高叶栅的变冲角适应性,使出口流场气动参数沿叶高的分布更加均匀化。     

涡轮静叶栅二次流的数值模拟

采用CFD软件Fluent数值求解了大转折角涡轮静叶栅三维流动,分析了叶栅沿流向各截面二次流及叶栅的气动特性,并研究了叶高以及入口攻角变化对叶栅二次流的影响.计算发现,由叶栅压力面向吸力面运动的二次流强度沿流向逐渐增大,引起吸力面附近端壁附面层不断壮大且在后部卷起,并导致沿叶高总压损失系数和沿叶高出口气流角的剧烈变化.通过不同叶栅工况的比较,发现叶高的减小以及攻角的增大会极大提高叶栅的二次流损失,其本质原因都是叶栅通道内二次流所占区域的扩大所致.     

吸力面抽吸位置影响大转角扩压叶栅气动性能的数值研究

本文采用经过实验校核的数值模拟方法,研究了吸气位置对大转角矩形扩压叶栅气动性能及流场结构的影响,详细对比分析了原型叶栅和三个吸气叶栅的流动情况.结果表明附面层吸除能显著降低叶型损失和尾迹掺混损失,同时还能够有效抑制角区分离,改善流场结构.     

波纹叶片控制扩压叶栅流动分离的DES数值模拟

为了研究新型被动流动控制技术-波纹叶片对扩压叶栅流动分离的控制效果并探索其流动机理,本文采用分离涡算法(DES)对0°和8°攻角下的原型和波纹叶片进行数值模拟。研究结果表明:在0°攻角下,波纹叶片对扩压叶栅性能产生的影响非常微弱,总体性能与原型叶栅基本相当,非定常流动具有较好的周期性;在8°攻角下,波纹叶片能明显降低叶栅总压损失、减小流动分离。详细的流场细节分析表明,叶片表面的波纹能诱导产生一对反向旋转的流向涡,有效加强叶栅前缘的局部流动,为附面层的低能流体注入动量,从而提高了附面层抗分离能力,延缓了分离的产生。     

冷气掺混对涡轮叶栅气动性能影响试验研究

为分析冷气掺混对涡轮叶栅气动性能的影响,对某船用燃气轮机高压涡轮导叶开展了带冷气条件下的扇形叶栅吹风试验,结果表明：冷气掺混对叶片型面压力分布有较大影响,且在吸力面表现尤为突出;在冷气流量比小于7%工况下,叶栅能量损失较无冷气喷射时增加（< 9%）,甚至在Ma=1.05时能量损失较无冷气喷射时还小;当冷气流量比大于7%时,叶栅能量损失随冷气流量比的增大而迅速增加（最大可达26%）;平均出口气流角随着出口马赫数的增加而增大,变化范围为17.7°~18.1°,且在同一工况下冷气喷射会使平均出口气流角增大。     

涡轮叶片气动性能影响因素的实验与数值研究

本文利用实验与数值模拟的方法研究航空发动机涡轮叶栅在改变节距时,其总压损失、出口气流角及叶栅表面静压系数的变化。通过实验和数值计算的结果对比,验证了数值计算的准确性。数值模拟结果显示：相对节距t在0．5—1．0范围内变化,叶栅的总压损失在t=0．9时达最小;叶栅人口攻角从-10°逐渐增加至＋10°时,总压损失呈现递增的趋势;随着相对节距每增加0．1,气流出口角相应增加大约2°;随着叶栅相对节距的增加,附面层增厚、脱离,叶型损失增大。     

不同冲角端壁翼刀控制压气机叶栅二次流的实验研究

对不同冲角下端壁翼刀安装在不同周向位置的压气机叶栅进行的实验研究,结果表明,叶栅总损失随翼刀位置的变化趋势是远离吸力面时损失降低,靠近吸力面时损失升高,冲角变化时叶栅总损失降低的最佳翼刀位置发生变化;在距离吸力面位置70%相对节距处安装翼刀后叶栅总损失在一定的冲角范围内(-9°~+6°)仍然比常规叶栅低。在负冲角下,安装翼刀对流道内流动的影响有随冲角的增大而减小的趋势;在正冲角下,安装翼刀对流道内的影响有随冲角增大而加强的趋势。     

涡轮平面叶栅变几何试验研究

通过建立变几何平面叶栅试验台,测量了平面叶栅在不同安装角下的叶片表面静压分布、出口总压分布和出口气流角.详细分析各种气动参数随叶片安装角的变化规律,并将试验测得的叶栅各种损失随转角的变化与3种损失模型的预测结果进行了比较,结果表明:在测量的转角范围内,随着安装角的增大,叶片表面扩压断明显增加,叶栅出口气流角也会随之增大,叶栅总损失不断减小.其中,叶型损失先减小后增大,端部二次流损失和叶顶间隙损失都是减小的.     

基于LES的压气机叶栅通道非定常流动结构研究

为了进一步理解压气机叶栅通道内的非定常流动结构,采用大涡模拟(LES)方法研究了来流附面层厚度和稠度变化对叶栅通道内涡系结构及总压损失系数的影响。研究表明：来流附面层增厚将导致端壁处流体的轴向动能降低,使得马蹄涡压力面分支更早地流向相邻叶片吸力面;来流附面层越厚,通道涡在叶栅尾缘沿展向抬升的高度越高,角区分离的范围也越大;叶栅的总压损失随附面层增厚而增加,附面层损失增加显著,二次流损失有所增大;稠度较低时叶栅吸力面表面存在分离,会对通道涡及角区分离产生影响;稠度增大,横向压力梯度减小,叶栅流道的速度分布更均匀,通道涡的强度和尺度减小,角区分离的范围减小;稠度增大使叶表不再分离时,总压损失显著降低,但稠度继续增大会使气流与叶片表面的摩擦损失增加。     

冲角对不同掠型压气机叶栅扩压因子的影响

对直、前掠、弯掠和后掠叶片组成的压气机叶栅进行了实验研究,结合叶栅出口能量损失分布和叶片表面静压系数的分布及叶片负荷的变化,讨论了冲角变化对不同掠型压气机叶栅扩压因子的影响以及叶栅扩压因子与叶栅能量损失和叶片负荷的相互关系。结果表明,前掠和弯掠叶栅显著改善了叶栅根部的流动．能够有效防止气流减速造成流动分离的可能;这两种叶栅轴向逆压梯度长度和叶片负荷大小的综合作用是其扩压因子在叶片两端部小于直叶栅的原因。     

新型变几何导叶试验研究_续

3.气流转折角、损失系数与变尾缘叶栅几何参数的关系在图7中,表示了b_1/b_=0.55的变尾缘叶栅在b/t=1.0时的气流转折角△β,落后角δ、损失系数ζ,叶型弯角θ与尾缘转角α之间的关系。当α≤10°(θ≤33°)时,δ=4.7°,当10°≤α≤45(33≤θ≤68°)时,4.7°≤δ≤22.7°,在设计冲角下的叶背出现气流分离,ζ和δ增大较快。转角α继续增大后,气流分离更甚,ζ和δ急剧上升。     

低压汽轮机末级长叶片改型试验研究

针对船用汽轮机的变工况、末几级湿度大的运行特性,对某汽轮机末级长叶片进行气动优化,并在环形叶栅试验台上对原型和改型两组叶栅进行了3个出口马赫数与5个冲角下的吹风试验。结果表明:随着栅后马赫数的增加,叶片吸力面最低压力点位置后移,叶栅前半段的降压段增长、顺压梯度增加,附面层变薄,降低了叶片的叶型损失;改型后的动叶外端壁二次流损失显著下降,而且提高了冲角的适应性;正、负冲角仅影响叶片前缘吸力面或压力面的静压分布,在任一马赫数下,冲角的绝对值的增加都引起叶栅损失的增加。     

用CFD研究涡轮静叶栅的二次流损失

利用CFD软件Fluent对大转折角涡轮叶栅三维流场进行了数值模拟。采用静叶栅前移动的圆柱列替代上游动叶,发现圆柱尾迹进入叶栅流道的位置不同,对叶栅总压损失有较大影响。同时,通道内逐渐增大的横向压力梯度对二次涡发展产生了显著的影响,引起沿流向叶栅总压损失的急剧增大,认为叶高的减小会极大提高叶栅的二次流损失。