大膨胀比局部进气涡轮叶栅流场数值模拟研究

为探究局部进气对涡轮叶栅内部流场的影响机理,本文针对某大膨胀比涡轮叶栅,采用数值模拟方法,对局部进气条件下涡轮叶栅内部流场开展了详细的研究与分析,并研究了不同的出口马赫数与来流攻角下局部进气涡轮叶栅内部流动规律和机理.结果表明:局部进气导致涡轮叶栅中马赫数分布发生变化,在涡轮叶栅进口出现高马赫数区域和弓形激波,进口气流...     

平面叶栅周期性特性数值研究

为探索改善小角度进气条件下叶栅栅前流动周期性的试验控制方法,以某跨音速压气机平面叶栅试验件为研究对象,采用数值模拟方法研究了小角度进气条件下尾板偏移角度和端壁通道宽度对叶栅栅前周期性分布的影响。研究结果发现：叶栅在小角度进气时栅前周期性分布特性较差,调节下尾板角度对栅前周期性具有一定影响,调节上尾板对近端壁通道气流难以起到导流效果;采用全叶片式叶栅进气方案时,仅端壁附近流道的流动受到边界附面层影响,而中间测量通道内的周期性分布得到明显改善;改变近端壁两端通道宽度可以有效改善栅前流场周期性。     

压气机叶型的风洞试验研究

基于高亚音速叶栅风洞,本文对具有不同吸力面型线的两种压气机叶型B1和B2进行了平面叶栅试验,详细测量了叶栅出口尾迹和叶片表面等熵马赫数,结合叶型吸力面型线的曲率分布对试验结果进行了分析,获得了两种叶型的气动特性。试验结果分析表明:基于吸力面型线曲率分布预估叶片表面等熵马赫数峰值位置是合理且可靠地;较B1叶栅,B2叶栅的低总压损失保持更宽的攻角范围;当进口马赫数较小时(Ma0.7),在0～2.5°攻角范围内,两种叶栅的低总压损失系数基本一致,此时攻角较小,气流还未从叶片表面分离,气流流动状况较好;在其它攻角范围内,B2叶栅表现出较好的负攻角特性,而B1叶栅表现出较好的正攻角特性;当进口马赫数较高时(Ma=0.7),B1叶栅损失急剧增大,特别是流动发生较大分离的负攻角工况。     

前缘小叶片对高负荷扩压叶栅性能的影响

针对压气机叶栅角区流动易分离的特点,提出一种在叶栅前缘安装小叶片来抑制角区分离的新型流动控制方法。在利用叶栅试验数据确认数值模拟的可靠性后,对不同攻角下安装小叶片前后叶栅的流场特性进行了数值研究。结果表明:在-6°到9°攻角范围内小叶片改善了扩压叶栅的气动性能,使得总压损失减小,静压升增大。小叶片能使叶栅角区前缘分离点后移,角区分离线后的反流区面积减小,改善了角区流动;更多的流体汇聚到中间叶高,增强叶中部载荷,提高了叶栅的扩压能力。     

支板融合OGV平面叶栅数值计算及试验研究

针对大涵道比涡扇发动机外涵处支板融合OGV结构,选取其50%叶高处叶型的平面叶栅,采用数值模拟与试验相结合的方法,进行叶栅的流场数值计算,确定缩尺平面叶栅的试验可行性,研究叶栅的攻角损失特性,分析并找出进口马赫数及攻角对叶栅尾迹的影响规律。通过对支板融合OGV平面叶栅进行吹风试验,测量叶栅的尾迹损失及气流角分布,验证了数值计算与试验结果有较好的一致性。     

叶尖小翼调控压气机叶栅间隙流场结构的试验研究*

在低速条件下,对叶尖不同位置安装小翼的压气机叶栅流场进行试验研究。通过端壁静压孔对上端壁流场进行测量,叶栅出口流场利用五孔气动探针测量,细致分析不同安装方式叶尖小翼对压气机叶栅叶尖端区流场结构、气动损失和通流能力的影响。结果表明,不同安装方式的叶尖小翼对压气机叶栅间隙流场影响不同。与无叶尖小翼的常规叶栅相比,吸力面小翼使得叶栅损失降低的同时带来了流动堵塞的降低,压力面小翼使得叶栅损失和流动堵塞同时增加,组合小翼在降低叶栅损失的同时有效降低了叶栅的流动堵塞,改善了叶栅的通流能力。通过与常规叶栅叶尖区域流场结构的详细对比分析,对不同安装方式的叶尖小翼的影响机理做出解释。     

密流比对压气机叶栅性能影响研究

对高压比跨音轴流压气机转子流动分析,论证了在10％～ 90％叶高范围内转子叶片采用二维设计方法是可行的.采用数值模拟方法,对超音、高亚音转子回转面叶栅进行全工况气动性能计算,研究密流比对于压气机叶栅气动性能的影响规律.结果 表明:密流比增加,超音叶栅总压比和效率均增大,结尾正激波前移,耐反压能力下降;高亚音转子叶栅气流...     

低展弦比涡轮静叶栅叶片正弯曲作用的试验研究

对弯曲叶片研究中代表性的HIT涡轮静叶型重新开展了叶片弯曲对低展弦比涡轮静叶栅流场影响的试验研 究。测量了直叶片叶栅、+10°、+20°和+30°弯曲叶片叶栅的进、出口流场,分析了叶片弯曲对叶栅出口二次流、 总压损失和气流角的影响。结果表明:对该叶型叶栅,叶片正弯曲既不能大幅度降低叶栅二次流损失,也不能改 善叶栅出口气流角沿叶高的分布:叶栅出口二次流动、尾缘涡及壁角涡随叶片正弯曲角的增大而增强,而通道涡 强度和位置变化不大;该研究结果同以往有关文献的研究结果完全不同。     

正/反弯曲对高负荷压气机叶栅流场影响机理

弯曲叶片是改善压气机近端壁流动的有效技术手段之一。为探索叶片弯曲对高负荷压气机叶栅流场的影响机理,在初始高负荷直列叶栅的基础上,设计了不同正/反弯曲水平的叶栅,并采用数值模拟方法对系列叶栅进行研究。研究发现:叶片正弯曲形成了中间静压低、两端静压高的"C"形静压分布,可有效改善压气机叶栅近端壁流场,显著抑制角区分离,使得端壁区域扩压能力提高;正弯曲可增大叶展中部区域负荷,恶化叶中流场,增大流动分离;叶片反弯曲形成了中间静压高、两端静压低的反"C"形静压分布,可显著恶化近端壁区流场,角区分离区增大,端壁区域扩压能力降低,叶中流场有所改善。     

肋片影响下的压气机静子叶栅流动特性研究

研究了肋片结构对带静子容腔的压气机静子叶栅的影响,采用数值模拟方法分析进气攻角及马赫数变化带来的流动性能变化。结果表明：增加肋片后,低能流体的发展变得复杂,有肋片时出口总压损失下降了4.53%,叶根处叶片载荷增大,叶根角区流场恶化得到缓解。从总体来看总压损失随攻角增大均有所增加,正攻角时叶根处流场性能严重恶化。随马赫数增加,100%轴向弦长处的总压损失逐渐增大,10%叶高处叶片载荷逐渐降低。     

叶片正弯曲对涡轮静叶栅流场影响的试验研究

对一典型涡轮静叶型开展了叶片正弯曲对涡轮叶栅流场性能影响的试验研究。测量了直叶栅和 +10°、+2 0°、+30°弯曲叶片叶栅出口流场。结果表明 ,对该叶型叶栅 ,随着叶片正弯曲角的增加 ,通道涡一直位于叶栅端壁附近 ,其强度变化很小 ,但叶栅出口尾缘涡明显增强 ,并向叶栅中部扩展 ;同时 ,随着叶片正弯曲角的增加 ,叶栅端部总损失变化不大 ,但叶栅中部总损失迅速增加 ,导致叶栅总损失随叶片正弯曲角的增加而增大 ,直叶片叶栅总损失最小     

来流附面层对吸附式压气机叶栅影响的数值研究

数值研究低速条件下来流附面层特性对吸附式压气机叶栅气动性能的影响,在不同正冲角时,设计不同方案的附面层厚度分布,对比分析叶栅出口气动参数的分布以及叶栅内的三维流场结构,讨论不同来流附面层情况下在压气机叶栅中采用附面层吸除的效果。结果表明,数值模拟结果与试验数据有较好的一致性;附面层厚度的增加导致角区流动三维性增强,且变冲角性能下降,二次流横向作用和角区范围的增加使得附面层抽吸效果减弱;当来流附面层厚度增加时,通过增加抽吸量可以有效降低强吸附式压气机叶栅的损失,变冲角性能得到改善。     

压气机平面叶栅叶顶间隙流动研究

以NACA 65-1810压气机为研究对象,探讨了叶顶间隙对压气机流动特性的影响。在ICEM中建立结构化网格,针对不同叶顶间隙方案采用SST k-ε双方程湍流模型,对压气机流场进行了数值模拟,分析了叶顶间隙对压气机平面叶栅气动性能、泄漏涡流及平面叶栅性能的影响。结果显示,紧密间隙时会出现逆流现象;减小叶顶间隙不仅可以较好地抑制泄漏涡流,而且能够减小压力损失,从而提高平面叶栅的效率,改善压气机平面叶栅的性能。     

主/被动流动联合控制技术对高负荷扩压叶栅流场结构及损失的影响*

为精简附面层抽吸结构、提升吸附式压气机的工程应用性,提出将串列叶栅技术与端壁附面层抽吸技术相结合的主/被动流动联合控制技术。以某多级高负荷吸附式压气机末级静子作为研究对象,借助数值模拟的方法,探讨串列叶栅技术、端壁附面层抽吸技术以及主/被动流动联合控制技术对原型扩压叶栅内部流场结构及气动损失的影响。研究结果表明,主/被动流动联合控制技术结合了两种流动控制技术的优势,对原型高负荷扩压叶栅内部复杂流动的控制效果明显优于单一流动控制技术,通过应用更少的附面层抽吸量,有效地抑制了角区失速的促发,缓解了二维叶型分离流动,叶栅出口参数沿展向分布更为均匀,当端壁附面层抽吸总量为进口流量的0.90%时,总压损失降低了59%。     

叶片反弯曲对涡轮静叶栅流场影响的试验研究

对一典型涡轮静叶型开展了叶片反弯曲对涡轮静叶栅流场性能影响的试验研究。测量了直叶片叶栅和-10°、-20°弯曲叶片叶栅出口流场。结果表明,对该叶型叶栅,随着叶片反弯曲角的增加,叶栅出口通道涡的强度和尺度稍有增大,但位置变化不太明显,尾缘涡有所减弱,叶栅中部和端部横向二次流均增强;随着叶片反弯曲角的增加,叶栅中部损失变化不大,而端部附近损失明显增大,使叶栅总损失增大,直叶栅总损失最小。     

进口气流角对跨音速压气机气动性能的影响研究

以某燃气轮机1.5级跨音速压气机为研究对象,利用NUMECA软件计算了该压气机在不同进口可转导叶摆放角度情况下跨音速压气机的气动性能。研究结果表明:随着进口气流角的增大,流量-效率曲线和流量-压比曲线均向流量减小的方向平移,相同流量下,进口气流角增加,效率增大,但压比减小;在设计流量工况下,随着进口气流角的增大,来流相对马赫数减小,激波强度减弱,并向尾缘迁移,激波后附面层分离流动改善,压气机损失减小。     

基于双头反对称翼型的平面叶栅设计方法

选用由ClarkY翼型构成的双头反对称翼型,在不同的攻角取值下得到不同的平面叶栅,并对这些平面叶栅进行数值模拟。数值计算结果表明,攻角的增大导致翼背漩涡的增大,而正是这些漩涡的作用,促使流过平面叶栅的气流发生折转。通过分析计算,得到了攻角取值与气流折转角的关系图,并由此找到了符合设计要求的攻角取值。     

二次流对冷却低压涡轮流场影响的数值研究

采用数值方法研究了冷气和封严气对低压涡轮内部流场的影响。在设计膨胀比下详细对比分析了冷气和封严气的流量变化对涡轮表面静压、叶栅通道马赫数、叶栅损失及流场结构的影响;计算结果表明：冷气流量增加,低压涡轮膨胀比增加,低压涡轮导叶和动叶表面载荷增加;导叶叶栅通道主流马赫数减小而转子的主流马赫数变化较小;冷气流量变化对导叶40%叶高以下区域、转子径向40%叶高以下和80%～90%叶高区域的总压恢复系数和能量损失系数影响较大。轮毂和机匣封严气呈束状进入转子叶栅通道且腔内封严气流动受旋转轮盘抽吸效应影响较大。     

变几何涡轮平面叶栅流场数值仿真与试验研究

取某两级动力涡轮2级导叶叶中截面数据,布置为平面叶栅以验证其流场周期性。设计并加工了基于齿轮传动的变几何平面叶栅试验件,并进行变几何与固定几何的PIV试验研究,获得叶栅通道出口区域流场数据,进行对比分析。结果表明：固定几何工况下,从PIV试验得到的速度云图中可清晰地看出叶片尾缘尾迹及扩散过程,与仿真结果吻合良好;变几何工况下的PIV数据可揭示由叶片转动所引起的流场结构变化。     

高空低雷诺数压气机叶栅气动性能数值研究

本文采用数值仿真方法研究了亚声速叶栅损失特性和流场结构在高空低雷诺数条件下的流动特点,获得了叶型损失系数和流场结构在不同雷诺数情况下的变化规律。结果表明:随着雷诺数降低,平面叶栅总压恢复系数分布以及叶栅尾迹区流动均发生剧烈的变化;随着雷诺数降低,零攻角与负攻角的吸力面尾缘分离区增大,且在20km时吸力面出现明显的分离涡;随着雷诺数的降低,分离涡逐渐后移。