压气机平面叶栅试验台中尾板调节的数值研究

针对压气机平面叶栅试验台中尾板影响叶栅出口流场周期性的特征,以包含高亚音静子叶栅的全尺寸叶栅试验台为研究对象,数值研究了尾板长度和角度改变时叶栅出口流场的周期性变化情况。结果表明：相同叶栅进出口压比情况下,尾板越长,叶栅进口马赫数越高;在高亚音马赫数进口情况下,不同进气攻角下的压气机叶栅流场在不同尾板长度下都保持较好的周期性;在较低亚音马赫数进口情况下,选取较长尾板并进行角度调节有利于改进不同攻角下叶栅流场的周期性。     

脉冲进气对径流涡轮转子通道内部流场影响研究

基于车用增压器涡轮的进口压力和温度是脉动变化的,本文采用Numeca软件求解进口边界条件为给定脉动总压总温的三维非定常Navier-Stokes方程组,并对相同进口条件下的涡轮转子内部流场进行分析。研究结果表明,脉冲进气条件下的涡轮特性具有强烈的非定常特征。     

涡轮叶栅通道中的流动显示

在大尺寸低速叶栅传热风洞中对一种高压涡轮导向叶栅的流场进行了流动显示实验研究。分别采用线簇和小球浮动法对五个雷诺数下的叶栅端壁区三维流场、叶片表面和端壁表面的流动进行了显示。实验结果表明 :涡轮叶栅中有强烈的二次流动 ,并存在复杂的涡系 ;三维流动区约占叶栅通道的 40 % ;雷诺数的增大将增强端壁区的三维流动。流场显示图片说明 :叶片吸力面靠近端壁有角涡形成与发展 ,并存在一个三角形区域 ;流场显示的通道涡大小与流场测量结果吻合。本文的实验结果可用于分析端壁表面和叶片表面换热特性的形成机理     

叶冠齿顶间隙对涡轮气动性能的影响研究

通过数值方法对某二级带冠涡轮的流场进行研究,分析了齿顶间隙对涡轮气动性能的影响。研究结果表明:泄漏流与主流掺混后形成一个涡流区,改变了叶栅上半通道的流场结构;随着齿顶间隙的增加,涡轮的流量先快速增加后趋于平缓,涡轮的效率先快速减小后趋于平缓;同时发现不同工况下,涡轮的流量和效率的变化趋势相同。     

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     

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。     

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。     

高压燃气涡轮叶栅热辐射特性研究

采用商用软件CFX11.0的不同湍流模型对NASA-Markll高压燃气气冷涡轮叶栅进行气热耦合换热计算,得出最佳湍流模型。针对不同涡轮叶栅前进口总温进行考虑和不考虑热辐射的数值计算,着重分析叶栅流道内热辐射效应随涡轮前入口温度的变化情况,得出在实际的高温高压气冷涡轮叶栅耦合换热计算时,辐射热流应当作为源项加入到方程中。这样能够更准确地得出叶片内部温度分布,为热应力计算以及寿命预估提供准确的边界条件。     

涡轮叶栅叶型的数字化设计

分析了叶栅内部流场理想分布点的情况，根据流场内速度变化特点，找出其速度和流道通道宽度变化规律，将涡轮叶栅的几何特征离散为一系列的点。突破了传统的作图法和解析法中线型选择的盲目性，减少了以往设计、台架实验，修改，再实验的次数，节约了大量的人力物力。     

CFD在涡轮排气管增压器流场分析中的应用

本文借助三维数值模拟软件Numeca,建立了涡轮排气管增压器涡轮机的网格模型,对涡轮排气管增压器(即增压器与排气管集成)的涡轮及排气歧管内部流场分布情况进行了稳态模拟。结果表明:涡轮排气管各进出口的总压差分布不均,以2#进口进气时总压损失最大,此外,对涡轮内部流场及温度场也进行了分析,流场及温度场整体分布比较均匀,流场局部还存在一定的改善空间。可见,CFD技术对于优化涡轮增压器涡轮及排气管的设计,改善增压器性能具有很好的指导意义。     

进口旋流条件下径流涡轮性能异化机制研究

可调两级增压系统中的低压级涡轮受高压级涡轮及上游管道的影响，其进口流场存在较强的旋流，进而该涡轮性能较均匀直流进气条件时呈显著异化现象。针对该问题，本文基于旋流发生器手段，开展进口旋流条件对径流涡轮性能影响的机制研究。结果表明，旋流改变了涡轮进口处的流场分布形态，并在蜗壳通道内产生周向畸变，从而改变周向上各叶轮进口的气流分布，造成蜗壳和叶轮内的显著流动损失异化。随着旋流强度的增大，涡轮效率的下降幅度越大，最大下降约4.1%。该研究探明了不同进口旋流条件下径流涡轮性能的异化机制，为两级可调增压系统高效涡轮设计提供了理论参考。     

非均匀来流对涡轮流场的影响

涡轮机械的非均匀进口来流会使得涡轮的流场不均匀,从而影响涡轮的工作性能。本文根据涡轮的工作机理,建立了存在叶尖间隙的涡轮流动模型,考虑来流的周向非均匀性,研究了涡轮流场的变化规律,讨论了不同来流参数对涡轮流场参数的影响。     

冷气掺混对涡轮叶栅气动损失影响的试验研究

对某型涡轮平面叶栅,在不同的主流雷诺数下,以多种喷射方式和不同的流量比喷射冷气,研究型面压力分布及出口气流场参数的变化。试验结果表明,冷气入射对叶片表面静压分布几乎没有影响,只对冷气孔位置附近压力产生影响,相对来说,压力面入射冷气导致的变化小于吸力面。随进口马赫数升高,在相同的冷气流量比下流动总压降低。然而,在相同的马赫数下,随着冷气流量比增大,压力面入射跟吸力面入射导致的总压变化规律不一样。     

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。     

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。     

高压涡轮动叶气膜冷却的数值模拟

为研究旋转造成的非稳定性对高压涡轮动叶气膜冷却的影响,建立了3维涡轮叶栅通道模型,应用周期性边界条件数值模拟了不同转速下涡轮动叶表面气膜冷却效率和换热系数的分布,冷气进口与涡轮前总压比为1.07,温度比为0.5。转速增加,叶片前缘滞止线从压力面移向吸力面,气膜出流从吸力面移向压力面;压力面气膜冷却效率上升,换热系数下降;吸力面冷却效率先上升后降低;换热系数下降。与静止相比,旋转不稳定性增大了叶片表面气膜覆盖面积。     

轴流涡轮平面叶栅出口二维速度场的实验研究

将粒子图像测速仪(PIV)和热线风速仪(HWA)应用到低速轴流平面叶栅实验台上.在2个不同进口流量和3个不同叶片高度下,利用热线风速仪测量平面叶栅出口瞬态速度场,并采用激光粒子图像测速仪测量圆柱尾迹和出口速度场的整场信息.研究发现较大的进口速度或较低的叶片高度情况下,叶栅出口二次流流动强烈;同时发现尾迹的存在会破坏均匀流场,导致叶型流动损失的增加.     

航空发动机地面台进气加温试验技术研究

为了模拟航空发动机高空大马赫数情况下,较高的发动机进气温度,进行地面台架条件发动机进气加温试验。针对地面台架条件航空发动机加温试验进行研究,提出采用机载进口温度传感器表征进气加温进口温度方法,实现加温温度监控,保障加温试验安全。后选取飞行包线内典型工作点,开展地面台进气加温模拟试验。试验研究发现,进气加温试验过程发动机进口总温不均匀性最大为2.6%,排气温度场与常温试车分布一致,进排气温度场分布均匀,控制精度较高,可以为发动机进气加温试验提供较高品质的进气流场。试验表明,地面台架条件开展进气加温试验,可以较好的模拟发动机高空大马赫数高温进气条件下发动机工作情况。     

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。     

轴向掠叶片对涡轮静叶栅流场气动及声学特性的影响喔

通过数值模拟计算了采用轴向前掠、后掠及径向三种不同叶片型式的涡轮静叶栅流场 ,并根据计算结果分析了各流场流动参数沿流向、径向的分布特点 ,以及轴向前掠涡轮叶栅降噪增效、轴向后掠叶片恶化涡轮静叶栅气动及噪声特性的根本原因