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。     

预测轴流压气机叶栅端壁附面层及叶片力亏损的速度模型

本文应用三种不同的三维附层速度分布模型对轴流压气机叶栅通道端壁附面层及其叶片力亏损进行了详细的研究，考虑了叶片端部间隙漏流的影响。对三种高负荷叶栅的数值分析结果与实验结果比较表明，采用新的叶片力亏损模型后，不同的速度分布模型对叶片力亏损的预测结果影响较小；而对端壁附面层的预测结果产生较强的影响，叶栅端部无间隙叶，本文的速度模型1或3优于模型2；叶栅端部有间隙时，速度模型1最优，由此提高了端壁附面层数值预测的准确性。     

弯叶片压气机叶栅在不同进口附面层厚度下的特性研究

采用人工加厚叶栅进口附面层厚度的方法,研究了弯叶片压气机叶栅在不同叶栅进口附面层厚度条件下叶栅特性的变化,实验结果表明,叶栅进口附面层厚度增加时,叶栅两端区二次流损失增加,近端壁气流的过转程度加强,正弯曲叶栅中低能流体向叶栅中部的迁移能力降低２。反弯曲叶栅中角区分离加剧。叶栅出口气流角和叶栅扩压能力和叶栅进口附面层厚工密切相关。     

端壁VGJs对高亚音扩压叶栅内分离结构的影响

为揭示栅内射流旋涡发生器(vortex generator jets,VGJs)控制前后叶栅内部流动特性,本文根据拓扑学原理,对某高亚音压气机叶栅通道控制前后分离形态的变化进行了研究,并给出了其拓扑结构及旋涡结构模型,同时对控制前后损失特性变化进行了分析。计算结果表明:端壁射流旋涡发生器改变了流场的分离结构,有效推迟了吸力面侧的分离。加入流动控制后,奇点数目明显减少,端壁附面层横向迁移被有效抑制,通道涡、集中脱落涡被明显削弱,叶展中部的尾缘脱落涡基本消失,端壁损失以及叶型损失变化不大,二次流动损失明显降低,降低了38%。端壁射流旋涡发生器对叶栅中部影响较弱,因此,有必要采取端壁/吸力面组合流动控制进一步改善流场结构。     

判明后掠影响的平面叶栅试验研究

本文给出了判明后掠影响的平面叶栅试验结果。试验结果表明,后掠对叶栅正常特性的影响,主要表现在使叶栅损失降低,临界马赫数提高;对落后角的影响不明显。试验结果还表明,叶栅端壁与叶片前缘的交角情况对端部损失有明显的影响,对于交角为钝角的情况,端部损失小于交角为直角的情况;对于交角为锐角的情况,端部损失则大于交角为直角的情况。上述结果,可供压气机设计时作参考。     

轴流压气机转子新叶型设计与试验研究

为进一步发展高性能轴流式叶轮机械叶片定制技术,本文提出了一种适于跨音速范围应用的轴流压气机转子叶型数值优化设计方法。并应用该系统对进口马赫数０．９１８的转子叶栅进行了设计及气动性能分析,通过与国外设计的同类叶栅的设计结果及风洞实验结果进行比较,验证了本文所用方法的有效性及精度。对比研究表明：采用本方法设计的叶栅具有低损失,宽稳定工作范围等优点。该项技术有良好的工程应用前景     

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。     

积垢条件下压气机性能衰退数值模拟

针对轴流压气机在实际工作中遇到的叶片表面磨损、积垢问题,本文以NASA Stage 35单级轴流压气机模型为研究对象,建立了数值计算模型,以压气机的静叶部分为主要研究对象,使用更改静叶叶片表面粗糙度值和不均匀地更改静叶叶型厚度两种不同方法模拟压气机表面积垢情况,得到压气机效率、压比等性能的衰退情况与不同模拟方法的关系,以及压气机不同程度积垢下的流场变化情况。计算结果表明:更改叶片表面粗糙度对压气机的效率性能影响要大于对压比的影响,叶型厚度的变化会明显影响压气机的稳定工作范围。研究结果可为确定压气机清洗周期和运行寿命预估提供借鉴。     

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。     

叶轮机不均匀导向叶栅及其尾迹对转子叶片的激振研究

在轴流式压气机和涡轮中,不均匀导向叶栅及其尾迹将引起栅后流场速度和总压的周向畸变,并对其后的转子叶片产生周期性激振。本文分析了多种不均匀叶栅及其尾迹引起叶片振动的机理,并推导了计算叶栅尾迹、气体激振力以及叶片振动响应的计算方法。最后,对几种具体的不均匀叶栅进行了计算,并与相应的均匀叶栅进行了比较。结果表明:不均匀导流叶栅及其尾迹所引起的流场周向畸变,不仅使气体激振力频带变宽,而且还可能产生幅值很大的低阶倍频谐振力,并导致转子叶片疲劳破坏。     

平面气垫叶栅内气－固两相流动的特性研究

用计算方法对进入具有由粘性流动模型导出的初始条件的气相流场主流区及边界层区的颗粒轨迹进行跟踪，并引入边界惯性模型、分析气垫叶片特有的加厚边界层对造成磨损的粒子轨迹的影响，结果表明气垫叶栅中气垫对粒子的作用会改善叶片表面的工作环境，从而起到了减轻对叶片磨损的作用     

一种避免前向网络学习算法局部极小问题的方法

现有前向网络学习算法不可避免地存在局部极小问题，本文提出了一种避免局部极小问题的方法．这一方法从寻找全局极小点的思路出发，将全局优化方法运用于前向网络学习算法，只需在原来学习算法中加入一个由全局优化方法形成的初值点选择模块，以选择好的初始权使，从而自动地避免了局部极小问题的发生．文中用二种确定型方法和一种随机型方法对六位二进制码对称性判别问题进行了仿真实验，结果表明，确定型方法在权向量的维数低时效果优于随机型方法；但当权向量的维数较高时，随机型方法由于可采用并行算法以及该方法的自身特点，所以是有效的，而确定型方法却无效．     

基于LBM的槽道流直接数值模拟

采用格子波尔兹曼方法(Lattice Boltzmann Method,LBM),进行了槽道流动的直接数值模拟.与经典的KMM结果比较了边界层速度型、均方根速度、雷诺应力分布以及槽道流中心区的能谱,结果表明LBM具有足够的精度模拟边界层的发展以及壁面存在对流动的影响.文中的研究表明,LBM有望用于风洞洞壁干扰的数值模拟修正.     

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.     

型材筋条裂纹的应力强度因子的工程计算

计算含裂纹筋条的应力强度因子。通过一定假设及工程简化,考虑型材上其余部分的弯曲刚度对含裂纹板条的作用,形成了改进的准三维模型,并编制出相应的有限元分析程序。在假设基础上建立了裂尖下位于拐点处的有限元模型。通过角材筋条的实例计算,获得了裂纹延伸并经过拐点的应力强度因子的连续曲线。本提提出的方法适合于更复杂的型材筋条的分析。     

低雷诺数涡轮叶栅损失的实验与数值模拟研究

发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低，其损失显著增大、效率显著降低。本研究的目的是应用实验分析与数值模拟相结合的方法，深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律，数值计算是基于Jameson中心差分格式和Runge-Kutta时间推进的方法求解N-S方程完成，实验是在西北工业大学低速涡轮平面叶栅实验风洞进行。研究表明，随着雷诺数降低，涡轮叶栅流动损失增大，当雷诺数小于40000之后，涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下，涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离，这是流动损失增大的主要原因。数值预测的结果与实验测量结果的趋势吻合得相当好。     

涡轮级进口温度分布不均匀时流场和温度场的非定常数值模拟

采用Jameson的四阶龙格－库塔法研究了高压涡轮叶栅进口有温度畸变时的涡轮流场。通过对一级涡轮叶排的非定常数值模拟,计算结果表明,由于叶排间的相互运动,叶片表面的压力呈周期性地变化,流场也是周期性地变化;当进口气流温度分布不均匀时,进口的热气流会向转子压力面上适移,导致压力面上产生热点,使动叶表面温度发生很大变化,加入热斑时静叶栅内流场的影响较小,对动叶栅内流场影响较大。