附面层吹吸气对跨音速叶栅气动性能影响的数值研究

文章数值模拟了某跨音速叶栅超音速区后附面层分别进行抽气和吹气对叶栅通道流道中超音速区位置、范围及压缩波强度的变化以及总压损失的影响。结果表明:抽气与吹气都能有效改善流道中附面层分离状况,但相比于吹气,抽气会使超音速区域向后大大扩展,使流场中出现激波,造成激波损失,从而导致整个流道中总压损失增加。这表明文中跨音速叶栅中使用抽气的方式消除附面层分离比吹气所造成的总压损失大。     

从扩压因子看叶片倾斜和弯曲对叶栅出口流场的改善

通过具有常规直叶片、正倾斜叶片和正弯曲叶片的三种扩压叶栅的扩压因子和出口轴向速度的分析，对比能量损失系数、叶栅壁面静压系数分布和叶片负荷的变化，讨论了正倾斜叶栅和正弯曲叶栅出口流场的改善情况，结果表明正倾斜和正弯曲叶栅根区流动情况大大改善，正弯曲叶栅气流流通能力提高，扩压因子降低且沿展向分布趋于均匀。     

变几何收敛通道中叶栅性能的研究

本文对变几何收敛通道中扩压叶栅的主要性能参数(总压损失系数ω、增压比π、扩散因子D)进行了初步理论分析研究,推导出高亚音速范围内该类型叶栅的几何参数、气流参数、尾迹附面层特性参数与叶栅主要性能参数的关联方程,并在亚音速范围内,将采用上述方程得到的计算值同实验值进行了比较,表明两者吻合较好,从而为压气机叶栅设计时选取主要参数提供了依据。     

发动机叶栅的实验研究和数值预测

在暂冲式跨音速平面透平叶栅风洞上对某叶栅进行了吹风试验。通过数值预估实验叶栅流场,提供了流场大体结构,设计了实验方案。为选择压力传感器量程和布置测点位置提供了依据。实验测量得到了设计安装角及变工况下叶片表面压力、叶片表面等熵马赫教及波系结构随叶栅进口气流角的变化,并对叶栅内部及出口流场进行了纹影照相。数值预测与试验结果相比较,在大部分情况下,吻合得很好,说明了计算程序的可靠性。反过来,试验结果又可用于检验和改进N.S方程计算程序。     

中压低温透平膨胀机膨胀端三维数值模拟

采用CFD方法对某型号中压低温透平膨胀机膨胀端进行整机全周数值模拟,全面考虑了进气蜗壳、叶顶间隙气封、轮背气封和轴封等细节结构对膨胀端气动性能和流场的影响.研究结果表明:进气蜗壳的几何形状是造成喷嘴进口气流沿叶高方向分布不均匀的主要原因;轮背气封、叶顶气封和轴封内存在明显的旋涡流动,且叶顶气封是典型的后台阶流动,齿封内和台阶后旋涡涡轴方向相反;喷嘴和叶轮之间过小的间隙导致气流在喷嘴压力面一侧形成激波,激波/附面层干扰使叶片和下端壁附面层同时分离,在上、下端壁角区各形成一个弯曲的涡管,最后终止于动静交界面.     

应用FV-TVD格式求解弯扭叶片内部流场

应用ＦＶ－ＴＶＤ（即有限体积ＴＶＤ）格式求解了某型涡轮导向器静叶改型所生成的弯曲叶片构成的叶栅内部流场,控制方程采用任意曲线坐标系下的时间相关Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,对无粘通量采用Ｃｈａｋｒａｖａｒｔｈｙ－Ｏｓｈｅｒ的三阶精度ＴＶＤ格式进行离散,对粘性通量采用中心差分格式进行离散,通过对于弯曲叶片内部流场的计算,得到了叶栅内部流场的速度及气流角等参数的分布情况,表明了应用弯曲叶片进行燃气涡     

叶片周向弯曲角度对扩压叶栅气动性能的影响

为了改善扩压叶栅气动性能,采用拟压缩性方法对不同周向弯曲角度的正弯曲叶片压气机叶栅内三维粘性流场进行了数值模拟.结果表明,随着弯曲角度的增加,端部流动状况逐渐得到改善,叶栅中部流动损失逐渐增加.正弯20°时可基本控制端部扩压因子至0.6以下.叶片弯曲角度的选择应以能满足设定目标的最小角度为最佳,过大的角度将会导致动静叶间匹配困难和较大的吸力面尾缘回流区     

叶栅端壁附面层的预测模型研究

本文对轴流压气机叶栅端壁附面层的诸种计算方法进行了详细的研制，基于实验和理论提出一种将叶片力亏损与端壁附面层主流和横流发展相关联的新的叶片力亏损模型，该模型不仅适用于叶栅通道内的附面层计算，而且适用于考虑端部间隙漏流影响的端壁附面层计算，对三种不同叶栅的计算结果表明，采用本文的力亏损模型和端壁附面层计算方法所预测的端壁附面层发展，尤其是叶片力亏损的发展，与实验结果一致性较好，这说明本文不仅通用性强而且更具有强的实用性。     

尾缘形状对低压涡轮叶栅气动性能的影响

为减小高负荷低压涡轮叶型损失,提高低压涡轮叶栅气动性能,采用数值模拟方法研究尾缘形状对高负荷前加载低压涡轮叶栅L2F气动性能的影响.对比尾缘偏斜、增加尾缘厚度和Gurney襟翼对叶栅能量损失和流动的影响.结果表明:3种尾缘形状都能增加气流折转角,在低雷诺数时减小能量损失,在高雷诺数时增加损失,但总体上尾缘偏斜提高气动性能的效果更好.雷诺数为20 000、湍流度为3%时,尾缘偏斜能够减小16.5%叶栅能量损失,增加3.3%气流折转角.3种尾缘形状都使主流发生偏转,加速了吸力面边界层流动,抑制了流动分离,有利于减小损失;但尾缘改型增强了尾缘后流动掺混,会增加损失.     

高负荷氦气压气机矩形叶栅流动分离特性

针对高负荷氦气压气机叶栅流动分离问题,以某高负荷氦气矩形叶栅为研究对象,采用SST湍流模型加γ-Reθ转捩模型进行了数值模拟。分析了不同负荷、弯角及弯高的高负荷氦气压气机矩形叶栅的流动分离结构和特性。研究结果表明,马蹄涡压力面分支是矩形叶栅角区集中脱落涡和壁角涡形成的主要原因;随着攻角和负荷的增加,叶栅吸力面的分离形式由开式分离向闭式分离转化;而采用恰当的弯高和弯角可以有效抑制流动分离,改善高负荷氦气压气机端部流动状况,减小流动损失。     

Aerodynamic performance of high-turning curved compressor cascade with boundary layer suction

The impact of boundary layer suction on the aerodynamic performance of a high-turning compressor cascade was numerically simulated and discussed.The aerodynamic performance of a curved and a straight cascade with and without boundary layer suction were comparatively studied at several suction flow rates.The results showed that boundary layer suction dramatically improved the flow behavior within the flow passage.Moreover,higher loading over the whole blade height,lower total pressure loss,and higher passage throughflow were achieved with a relatively small amount of boundary layer removal.The integration of curved blade and boundary layer suction contributed to better aerodynamic performance than the cascades with only curved blade or boundary layer suction used,and the more favorable effect resulted from the weakening of the three dimensional effects of the boundary layer close to the endwalls.     

Aerodynamic performance of high-turning curved cascade with boundary layer suction

The impact of boundary layer suction on the aerodynamic performance of a high-turning compressor cascade was numerically simulated and discussed. The aerodynamic performance of a curved and a straight cascade with and without boundary layer suction were comparatively studied at several suction flow rates. The results showed that boundary layer suction dramatically improved the flow behavior within the flow passage. Moreover, higher loading over the whole blade height, lower total pressure loss, and higher passage throughflow were achieved with a relatively small amount of boundary layer removal. The integration of curved blade and boundary layer suction contributed to better aerodynamic performance than the cascades with only curved blade or boundary layer suction used, and the more favorable effect resulted from the weakening of the three dimensional effects of the boundary layer close to the endwalls.     

轴向密流比对叶栅性能影响的研究

轴向密流比是决定叶轮机械叶栅流动工作状态的一个重要参数,它对叶栅诸性能有较大的影响。本文对该问题进行了一些理论及实验方面的研究,推导出了叶栅总压损失系数、尾迹附面层特性参数、叶栅增压比及扩散因子等叶栅性能参数与轴向密流比的关联方程,并对某压气机叶栅进行了吹风实验,得到了不同轴向密流比条件下的叶栅性能。理论计算与实验结果进行了比较,两者的吻合程度是令人满意的,表明本文所得出的理论关联式可以有效地估算轴向密流比对叶栅性能的影响,具有一定的实用价值。     

典型拱形壳体风荷载分布规律

进行了2种典型拱形壳体结构刚性模型内外表面同步测压风洞试验,分析了拱形壳体结构体型系数与脉动风压系数的分布规律,比较了底部开口／闭口和两端封闭／开放不同状态对风压分布的影响。结果表明：底部开口与端部条件对结构风压分布影响很大,采用孤面封闭两端可以有效的降低结构端部的风压同时使得结构表面风压分布更加均匀,当底部开口较小时,结构内部的稳定负压可以抵消外表面负压,从而降低了结构承受的风吸力,同时也扩大了结构的正压区并增加了结构表面的风压力。最后给出了该类结构的风荷载建议。     

超燃冲压发动机进气道内激波/边界层干扰研究

外界存在多种因素引起隔离段反压增加,将直接影响到进气道内波系的结构和强度,进而影响到因激波诱导而分离的边界层情况．在设计状态下,建立二维的进气道模型,运用RSM湍流模型,对单个超燃冲压发动机进气道隔离段内复杂流场进行数值模拟．得到对应不同反压时,超燃冲压发动机进气道的激波与边界层相互作用情况．研究发现,反压为0时,隔离段内分离区较大,出口马赫数较低,尾部波系较弱,为燃烧室稳定燃烧提供有利条件．随着反压的增加,即使总压恢复系数有所增加,但隔离段尾部的气流稳定性降低．因此,要合理调节隔离段反压大小,以便更好地协调总压损失和尾部气流稳定性的矛盾,对于进气道工作最优化的控制起到一定的参考作用．     

叶栅端壁附面层叶片力亏损预测模型

本文基于实验结果,提出了一种预测轴流压气机叶栅端壁附面层叶片力亏损的通用模型.该模型的理论性强、物理意义明确.它包含了目前广泛使用的现有诸种叶片力亏损模型且明显减少了模型的经验性.应用于不同轴流压气机叶栅端壁附面层流动的数值分析结果与实验结果的比较表明,本文所建立的新模型通用性更强且精度也得到了进一步的提高.     

复叠热泵冷冻干燥系统制冷剂的选择

提出一种新型的复叠式热泵冷冻干燥系统。针对新型复叠式热泵干燥系统,以常规热泵工质计算了复叠式热泵的循环性能,对各种工质匹配和组合特性进行了计算和分析,结果表明:对于高温级循环,可选择R142b,R600a和R600作为工质;对于低温级循环,可选择R290,R134a和R152a作为工质。复叠式热泵的整体性能系数主要取决于高温级工质的循环性能,高温级工质的循环性能高,则复叠式热泵的整体性能好。     

连续超高压杀菌系统释压装置内流场的数值模拟与研究

根据实验数据,应用商用CFD软件Fluent对连续超高压杀菌系统释压装置内部流场的压力、速度等参数进行数值模拟研究.结果表明,在微孔道的入口附近,压力骤降并形成较大的压力梯度,速度变化与压力骤变明显对应;压力沿微孔道缓慢释放;在微孔道的出口附近,速度变化主要与流道结构以及固壁影响有关;复杂的固壁边界,引起流动的剧烈变化,增强剪切、撞击等作用,增强了料液的机械力杀菌作用.     

伴随方法在亚轨道飞行器预测制导中的应用

提出了一种求解最优两点边值问题的改进型伴随方法,并将其应用于一类以固体火箭发动机为动力的亚轨道飞行器轨迹优化问题中,间接得到一组平滑控制量;利用标称轨迹线性化概念,对该飞行器在标称轨迹附近做一阶泰勒展开,在给定可用姿态指令和摄动、干扰的上界条件下,利用滚动时域控制技术,得到了在系统摄动和干扰存在情况下拥有高精度、快速鲁...     

变马赫数下压力面小翼对扩压叶栅气动特性的影响

为探究变来流马赫数下压力面叶尖小翼对扩压叶栅气动特性的影响,对Ma=0.5、Ma=0.6和Ma=0.7来流马赫数下的原型叶栅和加装不同宽度的压力面叶尖小翼的扩压叶栅流场特性进行了实验研究. 结果表明:在高亚声速的来流条件下,压力面叶尖小翼可以有效减小叶顶两侧压力梯度,阻碍流体流入叶顶间隙,控制叶顶泄漏流动,减小流场损失,改善流场流动状况. 随着小翼宽度的增加,改善程度增大,同时马赫数的变化与控制效果成正比. 当Ma=0.7时,与原型叶栅相比,PW2.0方案的流场改善程度最大,总压损失系数降低了6.53%.