高负荷跨音速压气机转子气动设计及附面层抽吸研究

本文设计了一跨音速压气机转子,其叶尖切线速度420 m/s,在确保动叶出口参数的同时,压比达到3.2,绝热等熵效率88.7%。数值模拟表明,60%叶高到叶顶区域,气体分离严重。为了有效控制分离,本文初步探讨了抽吸附面层对转子性能的影响。结果表明抽气能明显影响附面层的发展与激波的空间结构,转子局部性能得到改善。     

多级高负荷轴流压气机出口总温分布特征研究

采用数值模拟和试验相结合的方法对某十级高负荷高压压气机末级总温分布规律及产生机理进行了详细的分析和阐述。结果表明：压气机末级静叶出口总温在径向和周向的分布均呈现出较明显的非均匀分布,在径向上表现为叶根和叶尖区域总温高而叶中区域总温低的分布特征,在周向上表现为主流区总温低而尾迹区总温高的分布特征;径向总温分散度沿压气机末级静叶往下游发展过程中呈现逐渐降低的变化趋势,而周向总温分散度则呈现先增加后减小的变化趋势;压气机末级静叶入口总温径向不均匀分布及大弓形静叶设计产生的“C”型径向压力分布特征是导致压气机出口总温周向不均匀分布的根本原因。     

变工况下汽轮机反动度的统一表达式

对变工况下汽轮机反动度的统一工,以及影响反动度的诸因素进行了论述,还讨论了反动度变化的全增量性质等问题、对反动度的内容提出了比较完整和简明的解释。     

变工况下汽轮机反动度的定性分析

介绍了变工况下汽轮机反动度定性分析中的一些常见误区,并在此基础上提出进行定性分析的两个基本原则,同时给出一个较完整而详细的定性分析,结论得到了相关文献的支持,对于分析汽轮机变工况有一定意义.     

级内反动度变化规律的探讨及应用

通过理论分析及计算得出不同于传统结论的级内反动度变化规律,并结合燃气透平通用特性曲线以及汽轮机变工况时轴向推力的变化进行验证,本文对透平的变工况分析具有重要意义.     

汽轮机低真空供热时轴向推力的变化特性

首先对现有的汽轮机变工况热力计算方法及变工况下级反动度解析式进行了改进。然后，利用改进的变工况热力计算方法及反动度解析式对CC12汽轮机低真空供热后的最末级反动度及整个汽轮机轴向推力进行了计算。结果表明低真空供热后，只要背压在0．05MPa以下，不会出现末级反动度和汽轮机轴向推力大于设计值的现象。实际运行结果证明了该结论的正确性。     

汽轮机调节级变工况时焓降和反动度的计算

调节级焓降和反动度的计算是调节级变工况计算的基础和重要内容。介绍了汽轮机调节级变工况时焓降和反动度的计算方法,并以湖南某电厂N600-16.67-538/538-I型汽轮机为例,应用MATLAB语言编制计算软件进行了实例计算,根据计算结果绘制了调节级焓降和反动度的变化曲线。研究成果具有重要的理论意义和应用价值。     

可控曲率技术在某高负荷轴流风扇气动优化设计中的应用

针对高负荷跨音速风扇级内部强逆压力梯度、强黏性剪切与可压缩跨音速流动特征,基于通道几何曲率控制技术开展高负荷跨音速风扇级的气动优化设计。通过合理调整通道几何曲率分布规律,在设计条件下,获得了一个高负荷风扇级气动新结构。结果表明:优化后的高负荷风扇级总压比达到2.490,绝热效率大于87%,质量流量达到25.8 kg/s,具备了较宽的高效率工作范围;叶片通道几何曲率从动力学层面上对通道附面层乃至主流具有重要的导流以及整流效果。     

船用燃气轮机低压压气机气动布局规律研究

为缩短燃气轮机低压压气机的设计周期,获取一维设计中各关键设计参数分布规律,同时得到最优的一维设计参数选取方案,采用基于HARIKA算法的压气机一维设计与分析程序对某型船用低压压气机流量系数、载荷系数和反动度的轴向布局方法进行了研究并提炼了各参数分布的数学模型。其中,流量系数和载荷系数沿级分布为近似单峰值的三次多项式曲线,反动度分布为"二段式",通过改变流量系数和载荷系数的峰值点坐标和改变特定级反动度和反动度变化步长的方法,研究了不同布局方式对效率、喘振裕度以及压比的影响,最后结合优化算法得到了最优参数分布方案。结果发现:流量系数峰值位置在第6级,载荷系数在第5级或第6级时效率和喘振裕度性能较好;第四级反动度取值0.5～0.52时效率较高;相比载荷系数和反动度,流量系数对非设计工况性能影响更为显著,优化后的参数分布方案在各转速下喘振裕度均有所提高。     

槽道出口位置对高负荷扩压叶栅性能的影响

针对高负荷扩压叶栅攻角范围小、吸力面流动易分离的特点,采用在叶片上从压力面向吸力面开槽的方法控制局部流动,设计了一种收敛转折型的槽道结构,并通过数值模拟方法研究了不同开槽位置对叶栅性能的影响,计算结果表明:正攻角工况,叶片开槽处理可以有效吹除吸力面分离气流,从而增大静压升,降低总压损失,扩大稳定工作范围;对于大攻角分离情况,最佳开槽位置位于叶型中部附近。     

跨音轴流压气机气动设计与数值优化

介绍了带有进口导流叶片的三级跨音轴流压气机的气动设计与数值优化过程,气动设计采用准三维体系,包括一维平均流线设计、S2流面通流设计和任意中弧线叶片造型设计,并利用商用软件Numeca进行压气机流场分析.采用遗传算法结合人工神经网络的全局优化方法对第一级跨音动叶在多级环境下进行三维数值优化.结果表明:与优化前相比,优化后跨音级动叶叶尖的激波-边界层干涉损失明显降低,第一级动叶与三级压气机整机近设计点的绝热效率分别提高了0.87%和0.37%,压气机整机的质量流量、总压比、绝热效率和失速裕度均能够满足设计目标.     

跨音轴流压气机动叶的三维弯掠设计研究

对一单级跨音轴流压气机中的动叶分别进行了前掠和正弯设计的参数研究,并根据研究得到的弯、掠动叶气动性能变化规律对动叶进行了前掠和正弯联合的三维设计,同时对动叶中部截面的叶型进行了二维设计以弥补弯掠动叶中部性能的降低.最终设计的跨音级性能显著提高,级最大效率提高3%,失速裕度提高40%,同时压比有所增加.数值计算结果表明,前掠和正弯叶片都可以使叶顶激波位置移向下游,降低激波强度,减轻叶顶激波与边界层和泄漏涡的作用.弯掠动叶控制激波强度和端壁流动的能力更加突出.     

最大厚度位置对高亚音轴流压气机叶型设计的影响

为了在具有不同负荷的压气机叶栅的初始设计过程中选取最大厚度位置,采用数值方法对在不同折转角的高亚音来流条件下对扩压叶栅进行了大量的系统性研究,分析了最大厚度位置、折转角以及稠度3个叶栅几何参数对叶栅变冲角特性以及对最小损失冲角下的叶栅气动性能的影响规律.基于大量叶栅样本建立数学模型,用来定量描述最小损失冲角,以及最小损...     

来流马赫数影响高负荷扇形扩压叶栅气动性能的研究

为研究亚音速高负荷扇形扩压叶栅NACA0065-K48的变工况性能,采用数值方法研究了来流马赫数对叶栅气动性能和流场结构的影响,来流马赫数的取值范围为0.3～0.8。计算结果表明:随着来流马赫数的增大,叶栅静压比不断提高,但总压损失先减后增,马赫数在0.5～0.7范围内叶栅具有较好的综合气动性能。扇形叶栅下角区分离程度大于上角区的不平衡流动现象会随着马赫数的增大而加剧,通道涡则是这一发展趋势的主导,且马赫数达到0.7之后,下角区通道涡与集中脱落涡趋于融合。此外,下端壁分离螺旋点的形成与发展是控制下角区分离程度和损失大小的关键。     

某型多级轴流压气机三维CFD流场分析及气动优化

以某11级轴流压气机为研究对象,通过三维计算软件对某型压气机整机建模及流场进行了数值模拟,分别计算了设计工况、变工况及改变导叶安装角等工况的特性,得到了压气机流量－压比特性曲线、流量－效率特性曲线,与压气机的性能试验数据进行了对比,其误差在可允许范围内.同时对压气机的每一级的数据行了分析,总结了该压气机的气动设计规律.通过流场分析得到出口导叶的流场分布不合理的结论,并通过对其母型机的流场分析,提出了改进的方案.这些工作对压气机的设计开发提供了宝贵经验.     

Aerodynamic Performance Improvement of a Highly Loaded Compressor Airfoil with Coanda Jet Flap

Coanda jet flap is an effective flow control technique,which offers pressurized high streamwise velocity to eliminate the boundary layer flow separation and increase the aerodynamic loading of compressor blades.Traditionally,there is only single-jet flap on the blade suction side.A novel Coanda double-jet flap configuration combining the front-jet slot near the blade leading edge and the rear-jet slot near the blade trailing edge is proposed and investigated in this paper.The reference highly loaded compressor profile is the Zierke&Deutsch double-circular-arc airfoil with the diffusion factor of 0.66.Firstly,three types of Coanda jet flap configurations including front-jet,rear-jet and the novel double-jet flaps are designed based on the 2D flow fields in the highly loaded compressor blade passage.The Back Propagation Neural Network(BPNN)combined with the genetic algorithm(GA)is adopted to obtain the optimal geometry for each type of Coanda jet flap configuration.Numerical simulations are then performed to understand the effects of the three optimal Coanda jet flaps on the compressor airfoil performance.Results indicate all the three types of Coanda jet flaps effectively improve the aerodynamic performance of the highly loaded airfoil,and the Coanda double-jet flap behaves best in controlling the boundary layer flow separation.At the inlet flow condition with incidence angle of 5°,the total pressure loss coefficient is reduced by 52.5%and the static pressure rise coefficient is increased by 25.7%with Coanda double-jet flap when the normalized jet mass flow ratio of the front jet and the rear jet is equal to 1.5%and 0.5%,respectively.The impacts of geometric parameters and jet mass flow ratios on the airfoil aerodynamic performance are further analyzed.It is observed that the geometric design parameters of Coanda double-jet flap determine airfoil thickness and jet slot position,which plays the key role in supressing flow separation on the airfoil suction side.Furthermore,there exists an optimal combination of front-jet and rear-jet mass flow ratios to achieve the minimum flow loss at each incidence angle of incoming flow.These results indicate that Coanda double-jet flap combining the adjust of jet mass flow rate varying with the incidence angle of incoming flow would be a promising adaptive flow control technique.     

一种损失和落后角模型在轴流压气机特性预估中的应用

为了得到某型两级轴流压气机的特性曲线，采用在子午平面上叶片排间隙中设置计算站的流线曲率法对其内流场进行了数值模拟，得到子午平面上速度分布；建立了一种设计、非设计损失和落后角模型的组合，将其应用到两级压气机特性计算当中去，得到了不同转速条件下，压气机特性的变化曲线，将其同试验得到的特性线作对比，验证了损失和落后角模型在压气机特性计算当中的有效性。     

超低比转速轴流式转轮叶片的计算机辅助水力设计

为解决轴流定桨式水电站枯水期小流量下机组不能发电的问题,在分析其原因的基础上提出了减容增效改造方案,并就计算机辅助设计中的几个技术关键问题的处理提出了解决思路与方法;针对一实际电站具体水力参数给出了用自行开发的CAD软件进行转轮叶片水力设计的示例。示例表明:提出的方案正确可行,编制的CAD软件可靠、快速、准确、界面友好。图6参8     

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.     

高压比离心压气机设计及试验验证

单级离心压气机在中小型航空燃气涡轮发动机中得到了广泛的应用,为了探索高压比离心压气机设计技术,本文利用离心压气机设计系统完成了一台单级压比5.2的离心压气机设计,突破了跨音速离心叶轮、紧凑式扩压器设计关键技术,总结了高压比离心压气机设计方法,并在高速压气机试验台上完成了试验验证,结果表明,该离心压气机内流流动参数分布合理,各项性能完全满足设计指标要求。